Общие принципи ТЭА і вибору двигуна самолета

СПІЛЬНІ ПРИНЦИПИ ТЕХНІКО-ЕКОНОМІЧНОГО АНАЛІЗУ І ВИБОРУ ДВИГАТЕЛЯ.

САМОЛЕТА.

Кінцевою метою ТЭА проекту літака є вибір кращою альтернативи з багатьох варіантів з різними тактико-технічними характеристиками (ТТХ). Певний вектор ТТХ за інших рівних умов забезпечує цілком певну величину ефективності самолета.

Ефективність літака характеризує його спроможність до вирішення цільової завдання на заданої номенклатурі і ТТХ об'єктів — цілей у певних умов оперативного применения.

Безліч синтезованих варіантів проекту літака можна розділити на два підмножини: 1. варіанти, поступаються варіантів другого підмножини за всі значущою (з погляду впливу ефективність) ТТХ. 2. варіанти, потребують притягнення до аналізу вартісних показників по наступним причинам.

Серед проектних варіантів другого підмножини немає жодної. переважає інші за всі значенням ТТХ. Такі підмножини зазвичай називають паретовскими варіантами першого порядку (Парето 1).Сущность постановки завдання вибору кращою альтернативи проекту літака по Парето 1 залежить від рівня ефективності, забезпечувана ТТХ паретовских вариантов.

У першій постановці. за однакової кількості рівнів ефективності варіантів, завдання вибору проекту зводитися до відшуканню оптимальних поєднань ТТХ, розвиток яких залежить суперечливо: поліпшення одних ТТХ веде до поступок в рівні інших ТТХ. Оскільки ефективність літака на цілому залишається незмінною, в аналіз вводяться вартісні показники варіантів проекту, дифференцирующие проект вартості, що зумовлює об'єктивність вибору проекту. Друга завдання виникає, коли ТТХ альтернитив проекту забезпечують різний рівень ефективності і вартості, т.ч. в координатах «эффективность-стоимость» утворюється полі альтернитив (рис. 1).

е ф ф е до т і рис. 1 в зв про з т т стоимость.

І тут завдання ТЭА вирішується двома етапах: 1. відсіваються явно неоптимальні варіанти 2. з вар’янтів, що належать кривою «эффективность-стоимость», вибираються краща альтернатива.

Перша частину завдання може бути розв’язана графічно, через побудову кривою «эффективность-стоимость» (рис. 1).

Сила-силенна (варіанти, належать кривою «эффективность-стоимость») називаються оптимальними по Парето другого порядку (Парето II). Кожен варіант Парето II найкраще для даного, властивого йому рівня ефективності як у якого найменшої вартістю. Тому варіанти Парето II можуть називатися субоптимальными. Вибір проекту на що така безлічах може бути лише на рівні літака як системи, що включає групу (парк) літаків даного способу життя та підсистему базирования.

З позиції цією системою оптимальним то, можливо варіант проекту, яка доставляє екстремум цільової функції розвитку системи при даних обмеженнях. У разі ресурсних обмежень оптимальним справедливо вважати проект, який би максимум ефективності системы.

еs (max.

(1).

Завдання пошуку экстремума по еs вирішується накладенням обмежень на вартість створеної системи Сs (Сs, акумулючим витрати всіх видів ресурсів у вартісному выражении.

Критерій (1) свідчить про глобальний екстремум по ТТХ і конструктивним параметрами літака на цілому та її окремий підсистем, т.к. цей оптимум забезпечує максимальне використання науково-технічних можливостей, що реалізуються проектах перспективних самолетов.

Еквівалентом критерію (1) при Cs (Cs є критериальная функция.

Є = max (U| Cсв).

(2) U — ефективність літака на одному вильоті Cсв — вартість самолето-вылета.

ТТХ літака впливають одночасно на U і Ссв. ТТХ впливають на Ссв переважно через вартість літака. Технико-техническае характеристики літака пов’язані з функціональними характеристиками двигуна. Вибір типу двигуна для літаків оперативно-технічного призначення визначається їхніми высотно-скоростными характеричтиками. Основними функціональними характеристиками, визначальними застосування на надзвукових літаках форсажних двигунів, є абсолютна і питома (по витраті повітря) потяг. від коротых залежать максимальна швидкість і висота польоту. Разом про те приймаються до уваги відносна стабільність тяги з збільшенням швидкості і висоти полета.

Перелічені характеристики залежить від узагальнених конструкторських параметрів: тяговооруженности r0, навантаження на крило P0 і відносній маси навантаження mн авіаційного комплексу, які в чому визначаються ФХ двигуна: абсолютної Р0 і удільної Рм тяги, ваговій віддачею (Рm = Р0/ mg), питомим витратою палива на форсажному C (ф і безфорсажном З (режимах. Розвиток обощено-конструктивных параметрів (ОКП) літака відбувається за збільшенні Р0, Рм, Рm й тотального зниження С (ф, С (.

Зростання тяги двигуна забезпечується збільшенням витрат повітря, який струменіє через двигуна в одиницю часу (з), ступеня стискування компресора Пr* і температура газу перед турбіною Т*r. Одночасно ці параметри визначають (за інших рівних умов) рівень питомих функціональних характеристик двигуна: зі зростанням П*r і Т*r збільшується питома потяг Рм і вагова віддача Рm, знижується витрати З (на бесфорсажном режимі. Витрата повітря від якої при (П*r, Т*r (залежить потяг двигуна, визначається площею кільцевого каналу Frr, утворить газовоздушный тракт двигателя.

Збільшення Frr відбувається або шляхом зменшення діаметра зовнішнього кільця dвх, або шляхом зменшення діаметра чопи. Останнє має межа, визначається припустимою довжиною лопаток компресора, обмеженою межею міцності матеріалу. за інших рівних умов зростання Gв досягається збільшенням радіальних розмірів компресора, що зумовлює зростанню маси двигуна. але прагнення підвищити аэродинамическое вагове досконалість двигуна розставляє обмежує зростання dвх. яка досягається збільшенням питомої витрати воздуха.

qв = Gв / Fлоб.

Fлоб — площа лобового сечения.

Збільшення ступеня стискування компресора П*r. діяв наполегливіше щаблів і питомої витрати повітря призводить до зростанню навантаження від аеродинамічних сил на лопатки компресора і деталі корпуси та ротора. Збільшення окружної швидкості і довжини лопаток призводить до збільшення навантажень від відцентрових сил на які працюють деталі ротора.

Велика потужність турбін сучасних двигунів при малих габаритів і масі досягається збільшенням теплопередача. преутвореного лише у щаблі в механічну роботу в валу ротора турбіни, що потребує підвищення окружної швидкості на лопаточном вінці. Одночасно збільшується осьова швидкість газу проточній частини виході з турбіни і температура газу перед турбіною. Отже, підвищення потужності на одиницю маси турбіни викликає збільшення діючих механічних і температурних нагрузок.

Зростання напруженості робочих процесів вимагає застосування конструктивних матеріалів з високими механічними властивостями: титанових сплавів, високолегованих жароміцних сталей і сплавів., що зумовлює зростанню матеріаломісткості, трудомісткості, збільшення вартості обладнання. оснастки, інших показників, визначальних рівень собівартості двигуна. Отже ФХ двигуна через матеріали, конструкцію і технологію впливають на вартість двигателя.

Основними ФХ двигуна Р0 і питома потяг Рм, вагова віддача Рm і витрати З (, Сеф. У процесі проектування двигуна при заданому значенні Р0 прагнути максимізувати Рм. Рm і мінімізувати Се і Сеф Тоді інтегральна узагальнена характеристика ефективності літака Wg будет.

Wg = Pв Рm | Cе Сеф.

(3).

Вочевидь, max Wg призводить до розвитку ОКП та зростання ТТХ літака, проте водночас зростає й питома вартість двигуна Сро, а отже й вартість літака. Тож потрібно повний аналіз «стоимость-эффективность» літака. Цей аналіз дозволить скоротити розмірність завдання, залишивши задля її подальшого розгляду лише варіанти належать кривою Wg-Cро.

Одержання проміжних локальних оптимумів (субоптимальных варіантів двигуна) знижує витрати машинного часу на синтез-анализ варіантів літаків і робить більше унаочнюється переклад кривою Wg-Cсв в криву U-Cсв.

ЕФЕКТИВНІСТЬ САМОЛЕТА,.

ЇЇ СТРУКТУРА І РАСЧЕТ.

Ефективність літака аналізованого типу характеризує його спроможність до знищення літака умовного супротивника у повітряному бою.

U — кількісна міра ефективності (можливість ураження мети може одному вылете).

Подвійний повітряний бій то, можливо представлений з цих двох фаз. У першій фазі противники обмінюються ракетними ударами з середньої дистанції. У разі промаху літаки входять у ближній маневрений в бій із застосуванням гарматного озброєння. при этом:

U = Pp + (1-Pp)(1-Pp)(1-Pc)Pc (4.1).

U = Pp + (1-Pp)(1-Pp)(1-Pc)Pc (4.2).

U — ймовірність перемоги проектованого самолета.

U — ймовірність перемоги літака противника.

Pp|Pc — можливість ураження літаків сторін ракетами і гарматними снарядами.

З формул (4) видно. що ефективність літака визначається бойовими можливостями літаків сторін. Поэтому:

е = U | U (5).

е — максимум інтегрального показника эффективности указывает на найкращий по бойовими можливостями варианта.

Синтезовані варіанти проекту літака различаются:

— характеристиками розміреності, отже, рівнем демаскерующих ознак, які впливають ймовірність влучення в літак ракет і снарядов;

— высотно-скоростными й маневреними характеристиками. що впливають здатність літака першим зайняти зручну позицію для постріли з пушки;

— запасом палива для бою та сидіти його витратою під час бою. які впливають час ведення ближнього боя;

— масою. отже, ефективністю вражаючих средств.

Загалом вигляді ймовірності поразка літака противника однієї ракетою Pp і Pc снарядом відповідно запишеться как:

Pp1 = Pp1 (mp1, (, (, P. S) (6).

Pc = PC (mc, (, (, P. S, () (7).

mp1, mc — маса однієї ракеты/всех снарядов.

(- узагальнена характеристика льотних властивостей літака з урахуванням безфорсажного/форсажного режиму полета.

S — параметр. залежить від розміреності самолета.

(- максимально можлива тривалість ведення ближнього боя ожидаемая можливість ураження літака двома ракетами обчислюється по формуле:

Pp = 1-(1-Pp1)2 (8).

Узагальнена характеристика льотних властивостей залежить від наступних параметров:

(= ((Vy, (, tразг, (нv) (9).

Vy — скороподъемность.

(- кутова швидкість встановленого віражу, відповідна заданому режиму польоту (висота. скорость).

tразг — час розгону від V min до V max на даної высоте.

(нv — область існування літака на координатах висот, і швидкості полета.

P.S = P. S (Skp. Dф, (кр, (ф, Fвк) (10).

Skp — площа крыла.

Dф — діаметр фюзеляжа.

(kp/ (ф — подовження крыла/фюзеляжа.

Fвк — площа входу в двигатель.

Агрегати планера мають тотожні з базовим літаком форми, параметри, розміреності, але (Si) — може істотно відрізнятиметься від базовых.

БЛОК-СХЕМА АНАЛІЗУ І ВИБОРУ ПАРАМЕТРІВ ДВИГУНА САМОЛЕТА.

Принципова схема аналізу та вибору параметрів двигуна включає в себе три контуру (рис. 2).

КОНТУР 1 — формуються альтернативи літака з двигуном. кожен із яких має власний вектор термодинамічних параметров.

БЛОК 1 — для 3−4 дискретних значень маси цільової навантаження формуються альтернативы БЛОК 2 — розраховуються ФХ двигуна (Р0, Рм, Рm, Се, Сеф) і ПТХ самолета При цьому дотримується узгодженість ТДП і ФХ двигуна з геометричними параметрами самолета КОНТУР 2 — проводитися субоптимизация параметрів двигуна з урахуванням аналізу «стоимость-эффективность» двигателя БЛОК 3 — визначення вартості двигателя БЛОК 4 — визначення эффективности КОНТУР 3 — вибір двигуна за дзвоновидною кривою WgCро БЛОК 6 — визначення вартості самолета БЛОК7 — розраховуються приватні показники эффективности БЛОК 8 — визначення узагальнених характеристик ефективності з урахуванням результатів БЛОКУ 7.

БЛОК 9 — з урахуванням розрахункових даних вартість (БЛОК 6) та ефективності літака противника, обумовленою щодо кожної альтернативи проекту Uj, j=1,n (n — число субоптимальных варіантів двигуна), встановлюється вартість самолето-вылета БЛОК 10 — аналіз «эффективность-стоимость» літака. з урахуванням БЛОКІВ 8 і 9. Тут відбувається відсів явно неперспективних варіантів і будується крива «эффективность-стоимость» в координатах СсвU.

БЛОК 11 — вибір варіантів системи самолет-двигатель критерієм (2) з варіантів, що належать кривою СсвU.