CC BY
28Решетневскце чтения
УДК 621.4
Н. С. Сенюшкин, М. В. Белобровина Уфимский государственный авиационный технический университет, Россия, Уфа
ПОДБОР ПАРАМЕТРОВ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ В ЗАВИСИМОСТИ ОТ ОБЪЕКТА ИХ ПРИМЕНЕНИЯ
Силовая установка является одним из ключевых элементов в обеспечении заданных параметров любого авиационного комплекса, причем качество работы силовой установки зависит не только от показателей двигателя, но и от его правильного размещения на летательном аппарате. В тезисах озвучиваются основные аспекты исследования по выбору параметров двигателя в зависимости от сферы его применения.
В настоящее время в мире используется большое количество летательных аппаратов, различающихся размерами, массой, назначением, конструктивными схемами, а также способами поддержания в воздухе. При этом количество типов двигателей, производимых в мире, существенно меньше. Как известно, летательные аппараты производят более пятидесяти стран, а авиационные газотурбинные двигатели - всего пять. В связи с этим возникает проблема выбора двигателя из уже существующих или проблема разработки нового двигателя и места его установки на планере летательного аппарата.
Можно выделить два главных фактора, которые воздействуют на выбор типа двигателей: экономический и социально-психологический.
Экономический фактор определяется стремлением к снижению себестоимости перевозок, росту эффективности использования самолетов, уменьшению эксплуатационных затрат и т. п. Социально-психологический фактор объединяет такие требования, как сокращение времени передвижения, комфорт, гарантия безопасности полетов, минимальное воздействие на окружающую среду.
Эти факторы выдвигают конкретные требования к летательным аппаратам и двигателям и определяют основные направления их развития. В частности, указанные факторы способствовали внедрению скоростных и экономичных ТРДД и ТВД вместо ТРД и ДВС в дозвуковой авиации, определили тенденцию роста мощности, полного коэффициента полезного действия двигателей в полете и уменьшения их удельного веса, привели к разработке двигателей для СПС и самолетов вертикального и укороченного взлета, к созданию малошумных двигателей с низким уровнем вредных выделений, имеющих модульную конструкцию и развитую систему диагностики. Надежность, ресурс, срок службы двигателей существенно увеличились. В то же время стремление ограничить растущую стоимость разработки и производства новых двигателей проявилось в методологии их конструирования. Все эти тенденции, видимо, сохранятся и в будущем. Требование по экономии топлива в связи ростом цен на него удовлетворяется различными путями: совершенствованием системы эксплуатации самолетов, использованием оптимальных высот и скоростей полета, разработкой новых самолетов, а также новых экономичных двигателей (двухконтурных или скоростных винтовентиляторных).
Анализировать свойства и характеристики двигателей (в особенности перспективных) целесообразно при реальных сочетаниях их различных параметров, соответствующих определенному уровню газодинамического и конструкторско-технологического совершенства элементов.
В основу оптимизации параметров закладываются разные критерии (целевые функции): минимумы удельного расхода топлива, затрат топлива на один тонно-километр и массы силовой установки; максимум мощности; обеспечение надежности на чрезвычайных режимах и т. п. Выбор параметров двигателя как силовой установки в конечном счете оказывает влияние на эффективность летательного аппарата, для оценки которой используются такие критерии, как коммерческая нагрузка, взлетная масса, стоимость часа эксплуатации, себестоимость перевозок, дальность полета, удельные затраты топлива, суммарная масса двигателей и топлива на летательном аппарате, приведенные затраты на один тонно-километр и др. Основными параметрами рабочего процесса двигателя, существенно влияющими на его удельные параметры, являются температура газа перед турбиной и суммарная степень повышения давления.
В ходе анализа работы летательного аппарата при выборе типа силовой установки необходимо прежде всего обратить внимание на профиль полета летательного аппарата, типовую продолжительность полета и место его эксплуатации, а также особенности его взлетно-посадочных процедур.
Для стратегического бомбардировщика, продолжительность полета которого достигает десятков ча -сов, допустимо утяжеление двигателя ради его экономичности, поскольку при утяжелении в десятки килограммов экономия топлива может достичь нескольких сотен литров за полет. Для истребителя с продолжительностью полета в 60 минут, главное - маневренность и лишняя ракета, а ресурс и расход топлива второстепенен.
Отдельная область - беспилотные летательные аппараты. Отсутствие на борту пилота позволяет снижать запасы прочности и надежности, при этом высвободившееся объемы можно использовать для запа -сов топлива и полезной нагрузки.
Эксплуатация летательного аппарата в морских условиях (большое количество солей в парах морской воды) выдвигает особые требования к материалом силовой установки и планера летательного аппарата,
Проектирование и производство летательных аппаратов, космические исследования и проекты
поскольку электролитическая коррозия может свести на нет все труды по повышению эффективности силовой установки.
Место размещения двигателей на летательном аппарате должно обеспечивать их максимальную защищенность от воздействия вредных веществ поднимаемых при взлете и посадке. Например, для гидросамолетов существует два основных места размещения двигателей: на высокоподнятым крыле (Бе-12) или над хвостовым оперением (Бе-200).
Для полетов на скоростях в диапазоне по числу Маха М = 1,5...3,5 самым оптимальным является ТРДДФ, хотя наблюдается тенденция к увеличению скорости безфорсажного полета. На скоростях М > 3,5
рационально применять ПВРД и ГПВРД, при этом особое место могут занять твердотопливные двигатели, особенно на пастообразном топливе и с управляемой тягой.
На скоростях до 300 км/ч и малых массах (до 2 т) все чаще применяются электродвигатели.
Анализ опыта проектирования и эксплуатации показывает, что неправильный выбор или отсутствие подходящих силовых агрегатов приводит к закрытию всего проекта, поэтому правильный выбор типа и места установки силовой установки, а также оптимального количества двигателей в ней (один - дешевле, много - безопасней) остается весьма актуальной задачей.
N. S. Senyushkin, М. V. Belobrovina Ufa State Aviation Technical University, Russia, Ufa
SELECTION OF AVIATION ENGINE CHARACTERISTICS ACCORDING TO THE OBJECT OF THEIR IMPLICATION
Powerplant is one of the key elements supplying preset characteristics for any aircraft complex. Moreover powerplant performance qualities depend not only on engine data but also on its location to an aircraft. The main aspects of research of engine characteristic selection according to the sphere of its implication are observed.
© Сенюшкин Н. С., Белобровина М. В., 2012
УДК 629.78
А. С. Суханов, М. Д. Евтифьев
Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Россия, Красноярск
ИССЛЕДОВАНИЕ ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИХ ХАРАТЕРИСТИК СОВРЕМЕННЫХ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ ТЯЖЕЛОГО КЛАССА
На материале из открытых источников приводится анализ параметров современных ракет-носителей тяжелого класса, а также сравниваются их тактико-технические характеристики и делается вывод об их состоянии на современном этапе.
На сегодняшний день космическая деятельность человечества развивается высокими темпами. О чем говорит статистика о выведении космических аппаратов (КА) ракетами-носителями (РН).
Сейчас любая развитая страна стремится иметь на орбите мощную спутниковую группировку, или хотя бы несколько своих КА связи, находящихся на стационарных орбитах и выводимых на геопереходные орбиты, а также в связи с исследованием других планет Солнечной системы и отлетные траектории. Эти аппараты имеют такую массу, которую могут выводить только РН тяжелого класса. Исторически сложилось так, что первые РН тяжелого класса появились в двух странах США и СССР.
В настоящее же время в этом направлении работают еще ЕКА, Индия, Китай и Япония. На современном этапе с помощью тяжелых ракет-носителей решается большой спектр оборонных, научных и коммерческих задач.
Однако, количество стран, имеющих такие РН ограничено из-за их стоимости и сложности технических проблем, которые приходится решать при создании надежных средств выведения.
Сейчас в эксплуатации находятся следующие РН тяжелого класса: в России: РН «Протон-М», «Протон-К», разрабатываются «Ангара-А5», «Ангара-А7» и «Русь-М»; в США: «Бека-4Н», «А^-5НЬУ», разрабатывается «Ра1соп-9Н»; в Японии: «Н-2В»; в Китае: разрабатывается «С2-5»; в Индии: разрабатывается «вЗЬУ Мк. 3». Вот такое положение в мире создалось в настоящее время [1; 2].
В докладе был проведен анализ тактико-технических характеристик (ТТХ) находящихся в эксплуатации и разрабатываемых перспективных РН тяжелого класса. Для анализа РН были взяты следующие характеристики: относительное удлинение, стартовая масса, масса полезного груза, тяга, тяговооружен-ность, стоимость выведения КА на орбиту.
