Реферат: Общие принципы ТЭА и выбора двигателя самолета

         ОБЩИЕ ПРИНЦИПЫТЕХНИКО-ЭКОНОМИЧЕСКОГО АНАЛИЗА И ВЫБОРА ДВИГАТЕЛЯ САМОЛЕТА

         Конечной целью ТЭА проектасамолета является выбор предпочтительной альтернативы из множества вариантов сразличными тактико-техническими характеристиками (ТТХ). Некоторый вектор ТТХпри прочих равных условиях обеспечивает вполне определенную величинуэффективности самолета.

         Эффективность самолетахарактеризует его способность к решению целевой задачи на заданной номенклатуреи ТТХ объектов — целей в определенных условиях оперативного применения.

         Множество синтезированныхвариантов проекта самолета можно разделить на два подмножества:

1. варианты, уступающие вариантамвторого подмножества по всем значащим ( с точки зрения влияния наэффективность) ТТХ.

2. варианты, требующие привлечения канализу стоимостных показателей по следующим причинам.

         Среди проектных вариантоввторого подмножества нет ни одного. превосходящего остальные по всем значениямТТХ. Такие подмножества обычно называют паретовскими вариантами первого порядка(Парето 1).Сущность постановки задачи выбора предпочтительной альтернативыпроекта самолета по Парето 1 зависит от уровня эффективности, обеспечиваемойТТХ паретовских вариантов.

         В первой постановке. приравенстве уровней эффективности вариантов, задача выбора проекта сводиться котысканию оптимальных сочетаний ТТХ, развитие которых противоречиво: улучшениеодних ТТХ ведет к уступкам в уровне других ТТХ. Поскольку эффективностьсамолета в целом остается неизменной, в анализ вводятся стоимостные показателивариантов проекта, дифференцирующие проект по стоимости, что обуславливаетобъективность выбора проекта. Вторая постановка задачи возникает, когда ТТХальтернитив проекта обеспечивают разный уровень эффективности и стоимости, т.ч.в координатах “эффективность-стоимость” образуется поле альтернитив (рис. 1)

   

/>/>                э

                ф            

                ф

                е

/>                к

                т

/>                и                                                                                         рис.1

/>                в

/>                н

                о

                с

                т

                ь                                                                            

                                                                                                              стоимость

         В этом случае задача ТЭАрешается на двух этапах:

1. отсеиваются заведомо неоптимальныеварианты

2. из вариантов, принадлежащих кривой“эффективность-стоимость”, выбираются предпочтительная альтернатива.

        

         Первая часть задачи можетбыть решена графически, путем построения кривой “эффективность-стоимость” (рис.1)

         Множества (варианты,принадлежащие кривой “эффективность-стоимость”) называются оптимальными поПарето второго порядка (Парето II). Каждый вариант Парето II является наилучшимдля данного, свойственного ему уровня эффективности как обладающий наименьшейстоимостью. Поэтому варианты Парето II могут быть названы субоптимальными.Выбор проекта на такого рода множествах может быть решен на уровне самолета каксистемы, включающей группу (парк) самолетов данного образа и подсистемубазирования.

         С позиции этой системыоптимальным может быть вариант проекта, доставляющий экстремум целевой функцииразвития системы  при данных ограничениях. В условиях ресурсных ограниченийоптимальным справедливо считать проект, обеспечивающий максимумэффективности системы

 

еs  Þmax

                                                                                                       (1)

 

         Задача поиска экстремума по еs  решаетсяналожением ограничений на стоимость созданной системы Сs £ Сs, аккумулирующийзатраты всех видов ресурсов в стоимостном выражении.

          Критерий (1) указывает наглобальный экстремум по ТТХ и конструктивным параметрам самолета в целом и егоотдельный подсистем, т.к. этот оптимум обеспечивает максимальное использованиенаучно-технических возможностей, реализуемых в проектах перспективныхсамолетов.

         Эквивалентом критерия (1)при Cs £ Cs  является критериальная функция

Е = max ( U| Cсв )

                                                                                              (2 )

U — эффективность самолета в одном вылете

Cсв — стоимость самолето-вылета

         ТТХ самолета оказываютвлияние одновременно на U и Ссв. ТТХ влияют на Ссвглавным образом через стоимость самолета. Технико-техническае характеристикисамолета связаны с функциональными характеристиками двигателя. Выбор типадвигателя для самолетов оперативно-технического назначения определяется ихвысотно-скоростными характеричтиками. Основными функциональнымихарактеристиками, определяющими применение на сверхзвуковых самолетах форсажныхдвигателей, являются абсолютная и удельная (по расходу воздуха) тяга. откоротых зависят максимальная скорость и высота полета. Вместе с тем принимаютсяво внимание относительная стабильность тяги с увеличением скорости и высотыполета.

         Перечисленные характеристикизависят от обобщенных конструкторских параметров: тяговооруженностиr0, нагрузки на крыло P0иотносительной массы нагрузки авиационного комплекса,которые во многом определяются ФХ двигателя: абсолютной Р0 иудельной Рвтяги, весовой отдачей (Рm = Р0/mg), удельным расходом топлива на форсажном Ceфи безфорсажном Сe режимах. Развитие обощено-конструктивныхпараметров (ОКП) самолета происходит при увеличении Р0, Рв,Рm и снижении Сeф, Сe.

         Рост тяги двигателя обеспечиваетсяувеличением расходов воздуха, проходящего через двигателя в единицу времени(с), степени сжатия компрессора Пr* и температурагаза перед турбинойТ*r. Одновременно этипараметры определяют (при прочих равных условиях) уровень удельныхфункциональных характеристик двигателя: с ростом П*r и Т*rувеличивается удельная тягаРв и весовая отдачаРm,снижается расход топлива Сe на бесфорсажном режиме. Расход воздухаот которого при {П*r, Т*r} зависит тяга двигателя, определяется площадью кольцевогоканала Frr, образующего газовоздушный тракт двигателя.

         Увеличение Frrпроисходит либо путем уменьшения диаметра наружного кольца dвх, либо путем уменьшения диаметра втулки. Последнее имеет предел,определяемый допустимой длиной лопаток компрессора, ограниченной пределом прочностиматериала. при прочих равных условиях рост достигаетсяувеличением радиальных размеров компрессора, что приводит к росту массыдвигателя. но стремление повысить аэродинамическое весовое совершенстводвигателя расставляет ограничивает рост dвх. что достигаетсяувеличениемудельного расхода воздуха

qв= Gв / Fлоб

Fлоб — площадь лобового сечения

         Увеличениестепени сжатия компрессора П*r. напористей ступеней иудельного расхода воздуха приводит к возрастанию нагрузки от аэродинамическихсил на лопатки компрессора и детали корпуса и ротора. Увеличение окружнойскорости и длины лопаток приводит к увеличению нагрузок от центробежных сил навращающиеся детали ротора.

         Большая мощностьтурбин современных двигателей при малых габаритах и массе достигается увеличениемтеплопередача. преобразуемого в одной ступени в механическую работу на валуротора турбины, что требует повышения окружной скорости на лопаточном венце.Одновременно увеличивается осевая скорость газа в проточной части на выходе изтурбины и температура газа перед турбиной. Таким образом, повышение мощности наединицу массы турбины вызывает увеличение действующих механических итемпературных нагрузок.

         Ростнапряженности рабочих процессов требует применения конструктивных материалов свысокими механическими свойствами: титановых сплавов, высоколегированныхжаропрочных сталей и сплавов., что приводит к росту материалоемкости,трудоемкости, увеличению стоимости оборудования. оснастки, других показателей,определяющих уровень себестоимости двигателя. Следовательно ФХ двигателя черезматериалы, конструкцию и технологию влияют на стоимость двигателя.

         Основными ФХдвигателя Р0 и удельная тяга  Рв, весоваяотдача Рm  и расход топлива Сe, Сеф.В процессе проектирования двигателя при заданном значении Р0стремиться максимизировать Рв. Рm<sub/> иминимизировать Сеи СефТогда интегральнаяобобщенная характеристика эффективности самолета Wg  будет

         Wg= Pв Рm | Cе Сеф

                                                                                              (3)

         Очевидно, maxWg приводит к развитию ОКП и росту ТТХ самолета, однако вместе стем возрастает и удельная стоимость двигателя Сро, аследовательно и стоимость самолета. Поэтому требуется полный анализ“стоимость-эффективность” самолета. Этот анализ позволит сократить размерностьзадачи, оставив для дальнейшего рассмотрения лишь варианты принадлежащие кривой Wg-Cро

                Получение промежуточных локальныхоптимумов (субоптимальных вариантов двигателя) сокращает затраты машинноговремени на синтез-анализ вариантов самолетов и делает более наглядной переводкривой Wg-Cсв в кривую U-Cсв


ЭФФЕКТИВНОСТЬСАМОЛЕТА,

 ЕЕСТРУКТУРА И РАСЧЕТ

 

         Эффективность самолетарассматриваемого типа характеризует его способность к уничтожению самолетаусловного противника в воздушном бою

U — количественная мера эффективности(вероятность поражения цели в одном вылете)

         Парный воздушныйбой может быть представлен из двух фаз. На первой фазе противники обмениваютсяракетными ударами со средней дистанции. В случае промаха самолеты вступают вближний  маневренный бой с применением пушечного вооружения. 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  — вероятность победы проектируемогосамолета

U — вероятность победы самолетапротивника

Pp|Pc — вероятность поражения самолетовсторон ракетами и пушечными снарядами

         Из формул (4)видно. что эффективность самолета определяется боевыми возможностями самолетовсторон. Поэтому:

                                      е= U | U                                                    (5)    

е  — максимум интегрального показателяэффективности

указывает на лучший побоевым возможностям варианта.

Синтезируемыеварианты проекта самолета различаются: 

— характеристикамиразмеренности, а следовательно, уровнем демаскерующих признаков, влияющих навероятность попадания в самолет ракет и снарядов;

— высотно-скоростными иманевренными характеристиками. влияющие на способность самолета первым занятьудобную позицию для выстрела из пушки;

— запасом топлива для бояи его расходом во время боя. влияющих на время ведения ближнего боя;

— массой. аследовательно, эффективностью поражающих средств

         В общем виде вероятностипоражение самолета противника одной ракетой Pp иPc  снарядом соответственно запишется как:

                            Pp1= Pp1 (mp1, a, a, S)                                       (6)

                            Pc= PC (mc, a, a, S, t)                                       (7)    

mp1,mc    — масса одной ракеты/всех снарядов

a — обобщенная характеристика летныхсвойств самолета с учетом безфорсажного/форсажного режима полета

S  — параметр. зависящий от размеренностисамолета

t — максимально возможнаяпродолжительность ведения ближнего боя

ожидаемая вероятностьпоражения самолета двумя ракетами вычисляется по формуле:

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

Обобщенная характеристикалетных свойств     зависит от следующих параметров:

                                      a= a(Vy,y, tразг, Wнv)                                       (9)

Vy — скороподъемность

y — угловая скорость установившегосявиража, соответствующая заданному режиму полета (высота. скорость)

tразг — время разгона от V min  до V max на данной высоте

Wнv — область существования самолета вкоординатах высот и скорости полета

                            S= S (Skp. Dф, aкр, aф, Fвк)                                         (10)

 

Skp   — площадь крыла

  - диаметр фюзеляжа

akp/ aф  — удлинение крыла/фюзеляжа

Fвк   - площадь входа в двигатель

         Агрегаты планераимеют тождественные с базовым самолетом формы, параметры, размеренности, но (Si)- могут существенно отличаться от базовых.

БЛОК-СХЕМААНАЛИЗА И ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ ДВИГАТЕЛЯ САМОЛЕТА

         Принципиальнаясхема анализа и выбора параметров двигателя включает в себя три контура (рис.2)

КОНТУР 1 — формируются альтернативы самолетас двигателем. каждый из которых имеет свой вектор термодинамических параметров.

БЛОК 1 — для 3-4дискретных значений массы целевой нагрузки формируются альтернативы

БЛОК 2 — рассчитываютсяФХ двигателя (Р0, Рв, Рm, Се, Сеф) и ПТХ самолета

При этом осуществляетсясогласованность ТДП и ФХ двигателя с геометрическими параметрами самолета

КОНТУР 2 — проводиться субоптимизацияпараметров двигателя на основе анализа “стоимость-эффективность” двигателя

БЛОК 3 — определениестоимости двигателя

БЛОК 4 — определениеэффективности

КОНТУР 3 — выбор двигателя по кривой Wg-Cро 

БЛОК 6 — определение стоимостисамолета

БЛОК7 — рассчитываютсячастные показатели эффективности    

БЛОК 8 — определениеобобщенных характеристик эффективности на основе результатов БЛОКА 7

БЛОК 9 — на основерасчетных данных о стоимости (БЛОК 6) и эффективности самолета противника,определяемой относительно каждой альтернативы проекта Uj, j=1,n (n- число субоптимальных вариантов двигателя), устанавливается стоимостьсамолето-вылета

БЛОК 10 — анализ“эффективность-стоимость” самолета. на основе БЛОКОВ 8 и 9. Здесь происходит отсевзаведомо неперспективных вариантов и строится кривая “эффективность-стоимость”в координатах Ссв -U    

БЛОК 11 — выбор вариантовсистемы самолет-двигатель по критерию (2) из вариантов, принадлежащих кривой Ссв-U

                                    

               

еще рефераты
Еще работы по авиации и космонавтике