Выбор рациональных параметров силовой установки сверхзвукового делового самолета



Вработе приведены результаты исследования параметров цикла двигателя СДС для расчетного режима работы при САУ H=0, M=0, направленного на уменьшение расхода топлива и обеспечение требуемых экологических норм. Определено оптимальное сочетание проектных параметров двигателя, таких как степень двухконтурности m, степень повышения полного давления в вентиляторе , температура газов за камерой сгорания и суммарной степени повышения полного давления компрессора .

Ключевые слова: ТРДД, сверхзвуковой деловой самолет

В течение последних десятилетий ведущие отечественные и зарубежные исследовательские центры в области авиации, такие как ЦИАМ и NASA, проводят обширные работы по созданию силовой установки (СУ) для сверхзвукового делового самолета (СДС). К 2030 году предполагается появление нового сегмента рынка авиаперевозок, с более высокой производительностью, покрывающих больший пассажиропоток в сравнении с перевозками, осуществляемыми дозвуковыми коммерческими самолетами [1].

Рассматриваемый СДС представляет собой уменьшенную копию сверхзвукового пассажирского самолета Concorde в масштабе 75 %. СДС имеет следующие технические характеристики: максимальную взлетную массу 77111 кг, размах крыла 18 м, длину 52 м, максимальную дальность беспосадочного полета 8400 км. Силовая установка предполагает наличие трех ТРДД с умеренной степенью двухконтурности и должна обеспечивать взлетную тягу в 89 кН при САУ H=0 M=0.

Двигатель должен удовлетворять следующим требованиям [2].

− Минимальная потребная крейсерская тяга двигателя при САУ

H=16 км, M_п =2,2: P_кр = 2100 кгс

− Минимальная потребная взлетная тяга при САУ

H=0, M_п =0: P_взл = 9000 кгс

− Максимальный секундный расход топлива в крейсерском полете, не превышающий G_т=0,9 кг/с

− Диаметр миделевого сечения двигателя, не превышающий D_к<1300 мм.

− Соответствие действующим экологическим нормам по эмиссии вредных веществ вблизи аэродромов 2008 года (САЕР/6), и стандартам по авиационному шуму, создаваемому силовой установкой, 4 статьи ИКАО 2014 года [3].

В данной работе исследована возможность применения в составе СУ СДС двухконтурного ТРД (ТРДД) традиционной схемы с умеренной степенью двухконтурности m.

Проектируемый двигатель должен соответствовать уровню технологий 2025 года, для снижения рисков реализации проекта необходимо использование отработанных конструктивных решений. Для разработки двигателя с меньшими экономическими и техническими рисками за меньший промежуток времени предполагается использование базового газогенератора (ГГ) [2].

В настоящее время в качестве силовых установок дозвуковой деловой авиации используются ТРДД со степенью двухконтурности m = 3…5 (SaM146, PW 300). Разрабатываемая конструкция должна быть работоспособна в условиях продолжительного сверхзвукового крейсерского полета, поэтому уместно использовать конструктивные решения двигателей военной авиации, в облик которых заложена возможность работы в таких условиях. К таким двигателям можно отнести ТРДДФ со степенью двухконтурности m = 0,25…2 Д-30Ф6, АЛ-31Ф, General Electric F414, General Electric F101, НК-32 [4].

ТРДД можно определить как ТРД, в котором часть свободной энергии термодинамического цикла, реализуемая во внутреннем контуре, передается компрессору наружного контура, с целью увеличения тяги по сравнению с одноконтурным ТРД [5].

Наиболее распространенным является двухкаскадная схема двигателя, получившая широкое применимая как в дозвуковой, так и сверхзвуковой авиации. Она является предпочтительной так как более технологична в сравнении трёхкаскадной схемой и имеет достаточную газодинамическую устойчивость в сравнении с однокаскадной [2].

Каскад низкого давления включает в себя вентилятор, работающий на оба контура и ТНД. Вентиляторы ТРДД низкой степени двухконтурности, имеющие степень повышения полного давления =2,0–5.0, выполняют многоступенчатыми Z = 2…5. В качестве прототипа для каскада низкого давления представляется возможным опираться на отработанные схемы сверхзвуковой военной авиации, таких двигателей как НК-32, АЛ-31Ф, Д-30Ф6, General Electric F414 [6].

КВД и ТВД образуют каскад высокого давления, который вместе с камерой сгорания именуется газогенератором (ГГ). ТВД является ключевым элементом ГТД, определяющим его ресурс. При разработке двигателя для летательного аппарата нового класса необходимо моделирование базового газогенератора, для обеспечения возможности совершать продолжительный полет со скоростью, значительно превышающей скорость звука [2].

В условиях ограничений габаритных размеров двигателя с ростом лобового сопротивления при высоких скоростях нецелесообразно использование больших степеней двухконтурности m. Вследствие этого нет необходимости в использовании редукторного привода вентилятора.

Конструкция разрабатываемого двигателя для увеличения тяги P и снижения удельного расхода топлива С_уд предполагает использование схемы ТРДД со смешением потоков. Наличие общего сопла позволит получить лучшие акустические характеристики, за счет выравнивания поля скоростей. Для реализации максимальной эффективности смешения предполагается использование профилированного лепесткового смесителя. К недостаткам общего сопла можно отнести повешенное сопротивление интерференции и повышенную массу двигателя. Однако, для ТРДД с низкой и умеренной степенью двухконтурности m = 0,5…5 эти факторы приобретают меньшее значение [2].

Наличие форсажной камеры для двигателя СДС не является допустимым решением, так как ведет к значительному росту габаритных размеров и расхода топлива G_т.

В работе используется модель двигателя, соответствующая первому уровню моделирования ГТД, для которого характерно описание каскадов лопаточных машин характеристиками без детализации по ступеням [7]. Определение параметров двигателя производиться на расчетном режиме (Н=0, М=0, САУ). Затем с заданной программой регулирования по характеристикам основных узлов строятся расчетные режимы в траектории полета. Регулирующим фактором является расход топлива G_т. Программа регулирования предусматривает наличие трех ограничений: n_{вд пр} = const при низких , затем n_вд = const, и при высоких , = const. В дополнение для снижения шума на дроссельных режимах, ускорения процесса приемистости и снижения расхода топлива в крейсерском полете предусматривается регулирование критического сечения сопла F_кр.

Оптимизация параметров двигателя ограничена следующими параметрами. Максимальная заторможённая температура на выходе из КВД для крейсерского полета (M=2,2, H=16 км, САУ) не должна превышать 1000 К, для лопаток, выполненных из интерметеллида Ti-Al или жаропрочных сталей. Заторможенная температура на выходе из соплового аппарата (СА) турбины высокого давления при M=2,2, H=16 км, САУ ограничивается значением в 1800 К, как приемлемая для рабочих лопаток, выполненных из композициоонных материалов матрицы Si-C, либо жаропрочных никелевых сплавов с применением перспективных схем охлаждения (θ=0,6–0,8) [8].

Диаметр на входе в двигатель D_к ограничивается размерами мотогондолы, не должен превышать 1280 мм. Для минимизации потерь на смешение необходимо обеспечение равенства давлений на выходе из контуров для всех расчетных режимах работы двигателя [7]. Требуется чтобы на всех режимах двигатель обеспечивал достаточную тяговоруженность ЛА, поэтому минимальная потребная тяга в крейсерском полете P_кр =2100 кгс, при взлете P_макс =9000 кгс.

Таким образом, принимаем следующие значения параметров, параметров, ограничивающих оптимизацию.

− Максимальная заторможенная температура за КВД < 973 К

− Максимальная температура на выходе из СА ТВД <1733 К

− Минимальная потребная тяга крейсерского полета P_кр =2100 кгс

− Минимальная потребная тяга взлетный режим P_макс =9900 кгс

− Соотношение давлении на входе в смеситель от 0,95 до 1,05

− Диаметр миделя двигателя Dк < 1300 мм

В проведенных исследовательским центром NASA работах отмечается, что изменение степени двухконтурности для ТРДД со смешением потока в условиях H=0 M=0, относительно H=16 км M=2,2 составляет порядка 30 % [6]. Резкое ухудшение P_уд и С_уд ТРДД при M=2,4 и связанная с этим необходимость увеличения расхода воздуха G_вΣ и миделя двигателя, допустимая при М_п<1, зачастую неприемлема для сверхзвуковых скоростей. Однако для ЛА с постоянным крейсерским режимом достигается определенный выигрыш по C_уд при m=1,0–2,8 [7]. Учитывая данный факт диапазон варьирования степени двухконтурности m на режиме взлета составляет 1,0 < m < 2,6.

Диапазон варьирования суммарной степени повышения давления выбирается как компромиссный, между значениями, обеспечивающими минимальный удельный расход топлива C_уд при взлете и допустимую температуру за компрессором в режиме крейсерского полета. Для обеспечения крейсерского полета с числом Маха 2,2 требуется «раскрутка» роторов двигателя и соответствующее увеличение температура на выходе из камеры сгорания на 200 К, в связи с этим фактом в условиях H=0 M=0, варьирование производится в диапазоне Границы варьирования суммарного расхода воздуха устанавливаются через уравнение неразрывности в диапазоне, обеспечивающем допустимый диаметральный размер на входе в двигатель. Вентилятор двигателя предполагается двухстуступенчатым, исходя из того, что степень повышения давления в одной осевой ступени не превышает значений 1,3…1,7, степень повышения давления в вентиляторе варьируется в диапазоне =1,7–3.

В качестве оптимизируемых проектных параметров цикла приняты:

− степень двухконтурности m, 1,6 <m < 3

− степень повышения давления вентилятора , 1,8 < <2,6

− температуру газов на выходе из КС 1350 < <1600

− суммарная степень повышения давления , 16 << 38

− суммарный расход воздуха на входе в двигатель G_вΣ, 122_вΣ <225

Расчет точки завязки проводим для условия взлетного режима H=0 M=0 САУ. Для многофакторной оптимизации было выбрано три критерия: G_т, G_{в Σ,}, с_с. Результаты приведены в таблице 1.

1− min расхода топлива G_т

2− min расхода топлива G_т и min расхода воздуха через двигатель G_{в Σ}

3− min расхода топлива G_т и скорости истечения из сопла С_с.

4- min произведения G_т G_{в Σ}, с_с

Таблица 1

Характеристики ипараметры режимов работы двигателя

№ варианта	Режим	Суд, кг/ч/кгс	Gт, кг/с	Gв Σ, кг/с	m
1	Взлетный	0,507	1,268	225	1,93	1466	30,03	1422	819
	Крейсерский	1,3506	0,784	189,5	2,98	1664	10,57	1617	972
2	Взлетный	0,522	1,31	216,3	1,9	1477	25,75	1430	786
	Крейсерский	1,3954	0,81	179,8	2,93	1651	13,70	1602	928
3	Взлетный	0,507	1,2706	226,7	1,94	1468	29,74	1423	817
	Крейсерский	1,3682	0,7926	189,9	3,03	1666	16,11	1619	970
4	Взлетный	0,513	1,286	222,69	1,928	1469	27,97	1419	801
	Крейсерский	1,3506	0,784	186	2,984	1655	14,9	1607	949

Все рассматриваемые схемы обладают степенью двухконтурности на взлетном режиме m≈ 1,9, позволяющей обеспечить минимальную потребную тягу на заданном режиме работы. В модели 1 температура на выходе из компрессора и расход воздуха через двигатель G_вΣ=225 кг/с, соответствуют верхнему пределу ограничений, как на земле так и условиях крейсерского полета . В модели 2 двигатель обладает наименьшим диаметром на входе за счет минимального расхода воздуха G_в=216,3 кг/с, однако расход топлива в условиях взлета превышает заданные ограничения G_т=0,81 кг/с. Распределение параметров в модели 3 не является оптимальным с точки зрения роста диаметральных размеров двигателя, вызванное требованием обеспечить минимальную скорость истечения из сопла. Модель с индексом 4 наиболее полно соответствует требованиям имеет приемлемый расход топлива G_т=0,784 кг/с, как в крейсерском так и взлетном режиме, достаточный запас по температурам за КВД и КС и .

Оптимальными являются следующие параметры цикла: m=1,928, , G_вΣ=225 кг/с. Модель соответствует заданным ограничениям по топливной экономичности G_т=0,87 кг/с габаритным размерам D_{к В}=1273 мм.

Литература:

1. SST Boom Overture [Электронный ресурс https://boomsupersonic.com] (Дата обращения 09.11.19).
2. А. А. Иноземцев, В. Н. Сландарский. Газотурбинные двигатели / Учебник для вузов. — 1-е изд., г. Пермь: ОАО «Авиадвигатель» 2006− 1203 с.
3. Палкин В.А Обзор работ в США и Европе по авиационным двигателям для самолетов гражданской авиации 2020…2040-х годов/Авиационные двигатели l 3 (4) l 2019
4. В. С, Жернаков, И. А. Кривошеев, Д. А. Ахмедзянов, А. Е. Кишалов, К. В. Маркина, В. Д. Липатов Прогноз основных характеристик ТРДДФсм для перспективных авиационных комплексов. / № 2(68) Вестник УГАТУ, 2015. C 56–62.
5. ГОСТ 23851–79 Двигатели газотурбинные авиационные. Термины и определения
6. Pratt & Whitney, West Palm Beach, Florida; General Electric Aircraft Engines, Cincinnati, Ohio «Critical Propulsion Components Volume 1: Summary, Introduction, and Propulsion Systems Studies» NASA/CR—2005–213584/VOL1 May 2005 / [Электронный ресурс https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20050185247.pdf] (Дата обращения 09.11.19).
7. Сосунов В. А., Чепкин В. М. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок М.: МАИ, 2003.
8. В. Ф. Харитонов, Б. К. Галимханов Конструкция основных узлов авиационных газотурбинных двигателей Уфа: УГАТУ, 2015