Выбор рациональных параметров силовой установки сверхзвукового делового самолета | Статья в журнале «Молодой ученый»

Отправьте статью сегодня! Журнал выйдет 7 марта, печатный экземпляр отправим 11 марта.

Опубликовать статью в журнале

Авторы: ,

Рубрика: Технические науки

Опубликовано в Молодой учёный №1 (291) январь 2020 г.

Дата публикации: 06.01.2020

Статья просмотрена: 6 раз

Библиографическое описание:

Гарипов И. Р., Харитонов В. Ф. Выбор рациональных параметров силовой установки сверхзвукового делового самолета // Молодой ученый. — 2020. — №1. — С. 20-23. — URL https://moluch.ru/archive/291/66019/ (дата обращения: 22.02.2020).



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, Mп =2,2: Pкр = 2100 кгс

− Минимальная потребная взлетная тяга при САУ

H=0, Mп =0: Pвзл = 9000 кгс

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

− Диаметр миделевого сечения двигателя, не превышающий Dк<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 Суд 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 Gт.

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 Gт. Программа регулирования предусматривает наличие трех ограничений: nвд пр = const при низких , затем nвд = 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 Fкр.

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 Dк 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 Pкр =2100 кгс, при взлете Pмакс =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 Pкр =2100 кгс

− Минимальная потребная тяга взлетный режим Pмакс =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 Pуд и Суд ТРДД при M=2,4 и связанная с этим необходимость увеличения расхода воздуха GвΣ и миделя двигателя, допустимая при Мп<1, зачастую неприемлема для сверхзвуковых скоростей. Однако для ЛА с постоянным крейсерским режимом достигается определенный выигрыш по Cуд 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 Cуд 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 GвΣ, 122вΣ <225

Расчет точки завязки проводим для условия взлетного режима H=0 M=0 САУ. Для многофакторной оптимизации было выбрано три критерия: Gт, Gв Σ,, сс. Результаты приведены в таблице 1.

1− min расхода топлива Gт

2− min расхода топлива Gт и min расхода воздуха через двигатель Gв Σ

3− min расхода топлива Gт и скорости истечения из сопла Сс.

4- min произведения Gт Gв Σ, сс

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 GвΣ=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 Gв=216,3 кг/с, однако расход топлива в условиях взлета превышает заданные ограничения Gт=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 Gт=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, , GвΣ=225 кг/с. Модель соответствует заданным ограничениям по топливной экономичности Gт=0,87 кг/с габаритным размерам Dк 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
Основные термины (генерируются автоматически): NASA, сверхзвуковой деловой самолет, силовая установка.


Похожие статьи

Формирование требований к двигателям силовых установок...

- обеспечение надежной работы силовой установки и стабильности полетных режимов

Масса топлива, силовая установка, математическая модель двигателя, самолет, массовый баланс, набор высоты, заданное расстояние, Относительная масса, комбинированная силовая...

Научный журнал «Молодой ученый» №1 (291) январь 2020 г.

Название: Выбор рациональных параметров силовой установки сверхзвукового делового самолета. Рубрика: Технические науки.

Библиографическое описание: Шпилёва Ю. В. Анализ эффективности бизнес-процессов в рамках сельскохозяйственного молочного кооператива...

Летательные аппараты нетрадиционных схем | Статья в журнале...

В большинстве построенных самолетов схемы «бесхвостка» силовая установка, экипаж и т. п. размещаются в укороченном по сравнению с обычными фюзеляже, который часто называют гондолой. Недостатки. Неустойчивость в движении поперечной оси самолета...

Перспективы и проблемы развития авиационных газотурбинных...

Анализируются, рассматриваются преимущества применения такой конструктивно-силовой схемы, применение на современных АГТД пятого поколения, а также выводы из расчётных и экспериментальных исследований. Переход к такой схеме обеспечивает существенное...

Усовершенствование системы посадки самолетов

Усовершенствование системы посадки самолетов. Автор: Стоякин Данил Владимирович.

Таким образом, установка системы “Глиссада М” дает экипажу воздушного судна информацию о курсе и глиссаде снижения, динамике отклонения воздушного судна от траектории снижения и...

Процесс проектирования авиационного ГИД в системе...

для сверхзвуковых самолетов с ТРД, ТРДФ, ТРДД, ТРДФ. В случае применения ЖРД в качестве маршевых двигателей в составе

Особенности проектирования силовой установки для... Облик силовой установки зависит от того на каком летательном аппарате она будет...

Анализ и прогноз развития отечественных вспомогательных...

Вспомогательной силовой установкой (ВСУ) традиционно называют малогабаритный газотурбинный двигатель (ГТД) конструктивно объединенный с агрегатами обеспечивающими отбор мощности и воздуха, устанавливаемый на самолётах и вертолётах для пуска основных...

Особенности проектирования силовой установки для...

Облик силовой установки зависит от того на каком летательном аппарате она будет эксплуатироваться. Таким образом, задавшись параметрами ЛА можно спроектировать силовую установку, полностью раскрывающую все его возможности.

Гарипов Искандер Радикович — Информация об авторе

Выбор рациональных параметров силовой установки сверхзвукового делового самолета. №1 (291) январь 2020 г. Авторы: Гарипов Искандер Радикович, Харитонов Валерий Федорович. Рубрика: Технические науки. Страницы: Библиографическое описание: Гарипов И. Р...

Уфимский государственный авиационный технический...

Выбор рациональных параметров силовой установки сверхзвукового делового самолета. Молодой учёный №52 (290) декабрь 2019 г. — Кутикова Ю. О., Масягутова А. Д., Сатаев Д. Г.

Похожие статьи

Формирование требований к двигателям силовых установок...

- обеспечение надежной работы силовой установки и стабильности полетных режимов

Масса топлива, силовая установка, математическая модель двигателя, самолет, массовый баланс, набор высоты, заданное расстояние, Относительная масса, комбинированная силовая...

Научный журнал «Молодой ученый» №1 (291) январь 2020 г.

Название: Выбор рациональных параметров силовой установки сверхзвукового делового самолета. Рубрика: Технические науки.

Библиографическое описание: Шпилёва Ю. В. Анализ эффективности бизнес-процессов в рамках сельскохозяйственного молочного кооператива...

Летательные аппараты нетрадиционных схем | Статья в журнале...

В большинстве построенных самолетов схемы «бесхвостка» силовая установка, экипаж и т. п. размещаются в укороченном по сравнению с обычными фюзеляже, который часто называют гондолой. Недостатки. Неустойчивость в движении поперечной оси самолета...

Перспективы и проблемы развития авиационных газотурбинных...

Анализируются, рассматриваются преимущества применения такой конструктивно-силовой схемы, применение на современных АГТД пятого поколения, а также выводы из расчётных и экспериментальных исследований. Переход к такой схеме обеспечивает существенное...

Усовершенствование системы посадки самолетов

Усовершенствование системы посадки самолетов. Автор: Стоякин Данил Владимирович.

Таким образом, установка системы “Глиссада М” дает экипажу воздушного судна информацию о курсе и глиссаде снижения, динамике отклонения воздушного судна от траектории снижения и...

Процесс проектирования авиационного ГИД в системе...

для сверхзвуковых самолетов с ТРД, ТРДФ, ТРДД, ТРДФ. В случае применения ЖРД в качестве маршевых двигателей в составе

Особенности проектирования силовой установки для... Облик силовой установки зависит от того на каком летательном аппарате она будет...

Анализ и прогноз развития отечественных вспомогательных...

Вспомогательной силовой установкой (ВСУ) традиционно называют малогабаритный газотурбинный двигатель (ГТД) конструктивно объединенный с агрегатами обеспечивающими отбор мощности и воздуха, устанавливаемый на самолётах и вертолётах для пуска основных...

Особенности проектирования силовой установки для...

Облик силовой установки зависит от того на каком летательном аппарате она будет эксплуатироваться. Таким образом, задавшись параметрами ЛА можно спроектировать силовую установку, полностью раскрывающую все его возможности.

Гарипов Искандер Радикович — Информация об авторе

Выбор рациональных параметров силовой установки сверхзвукового делового самолета. №1 (291) январь 2020 г. Авторы: Гарипов Искандер Радикович, Харитонов Валерий Федорович. Рубрика: Технические науки. Страницы: Библиографическое описание: Гарипов И. Р...

Уфимский государственный авиационный технический...

Выбор рациональных параметров силовой установки сверхзвукового делового самолета. Молодой учёный №52 (290) декабрь 2019 г. — Кутикова Ю. О., Масягутова А. Д., Сатаев Д. Г.

Задать вопрос