автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Анализ перспективных силовых установок с ТРДД для самолетов вертикального (укороченного) взлета и посадки транспортного назначения

На правах рукописи

УДК629.735.33.016+621.45.015

БАЗАЗЗАДЕ МЕХРДАД Ой

- С

АНАЛИЗ ПЕРСПЕКТИВНЫХ СИЛОВЫХ УСТАНОВОК С ТРДД ДЛЯ САМОЛЕТОВ ВЕРТИКАЛЬНОГО (УКОРОЧЕННОГО) ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ ТРАНСПОРТНОГО НАЗНАЧЕНИЯ

Специальность 05.07.05 Тепловые двигатели летательных аппаратов

Автореферат Диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Москва-2000

»

Работа выполнена в Московском государственном авиационном институте (техническом университете)

Научный руководитель:

кандидат технических наук, доцент АБ. Агульник

Официальные оппоненты:

доктор технических наук, профессор Куприков М.Ю.

кандидат технических наук Клименко В. И.

Ведущее предприятие: ОАО «Люлька-Сатурн»

Защита состоится "_"__2000г. на заседании

диссертационного совета Л 053.18.04 при Московском государственном авиационном институте (техническом университете).

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке МАИ.

Отзывы в одном экземпляре, заверенные печатью, просим направлять по адресу: 125871, Москва, ГСП, Волоколамское шоссе, 4, МАИ.

Автореферат разослан "_'_2000г.

Ученый секретарь диссертационного со] кандидат технических наук, доцент_

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. Одним из активных направлений развития авиации на современном этапе является разработка самолетов вертикального взлета и посадки (СВВП), в разработке которых значительные успехи достигнуты конструкторскими бюро России, США, ФРГ, Великобритании. Обладая скоростными и маневренными характеристиками, приближающимся к характеристикам самолетов обычной схемы, СВВП имеют важное преимущество, заключающееся в том, что для их применения не требуется взлетно-посадочных полос (ВПП) большой протяженности. Известно множество проектов, однако практически реализованными в серийном производстве стали только самолеты военного назначения: российские истребители ЯК-38 и английские - Harrier. Вместе с тем во многих ведущих авиастроительных фирмах мира разрабатываются проекты перспективных самолетов вертикального или укороченного взлета и посадки (УВП) гражданского назначения. Подтверждением этого является значительное количество экспериментальных летательных аппаратов (JIA), таких как Х-19, Х-22А, Х-100 , Bell Boeing model 609 среди которых и конвертопланы с поворотными винтами, и JIA с поворотными двигателями. Одним из современных и наиболее проработанных примеров может служить разработка в США на базе JIA Osprey V-22 проектов самолетов гражданского назначения для местных авиалиний.

Цель работы - разработать методику определения оптимальных параметров турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД), используемых в качестве силовой установки (СУ) СВВП транспортного назначения, учитывающую основные эксплутационные требования к летно-техническим характеристикам этих самолетов, и провести сравнительный анализ различных схем СУ с ТРДД для этого класса самолетов [1,2].

Задачи исследования состоят в следующем:

1. Разработать методику определения термодинамических параметров ТРДЦ и силовой установки СВВП транспортного назначения, учитывающую предъявляемые к J1A летно-технические и экономические требования.

2. Провести оценку влияния термодинамических параметров ТРДЦ на летно-технические характеристики СВВП транспортного назначения.

3. Разработать методику сравнительного анализа различных схем СУ с ТРДЦ в системе СВВП транспортного назначения

4. Провести сравнительный анализ различных схем СУ с ТРДЦ в системе СВВП транспортного назначения.

Научная новизна диссертации заключается в разработке и применении методики сравнительного анализа различных схем СУ с ТРДЦ для СВВП транспортного назначения на основе системного подхода с учетом требований, характерных для этого класса JIA.

В известных работах [7,9,10] оценка характеристик и выбор параметров двигателей в системе СВВП осуществляется на основе анализа взлетно-посадочных характеристик. Разработанная автором методика учитывает необходимость получения высокой экономичности крейсерского полета СВВП транспортного назначения.

Достоверность результатов обеспечивается:

1. хорошим совпадением результатов расчетов, с характеристиками реально существующих СВВП (Harrier, AV-8);

2. хорошим совпадением результатов расчетов с расчетами в работах зарубежных и российских авторов;

3. высокой точностью используемых математических моделей и их идентификацией по характеристикам узлов и элементов существующих СВВП (аэродинамические и массовые характеристики самолета и его элементов, тягово-экономические, массовые и аэродинамические характеристики силовой установки).

Автор защищает:

1. Методику определения основных оптимальных параметров двигателя для СВВП транспортного назначения учитывающую предъявляемые к ней экономические требования.

2. Результаты исследования, определяющие область оптимальных параметров ТРДД по критериям максимальной дальности полета, экономичности и т.д.

3. Результаты исследования различных способов соединения двухконтурных двигателей в силовых установках транспортного СВВП.

Практическое значение работы состоит в том, что разработан метод определения основных проектных параметров ТРДД для СВВП по критериям максимальной дальности полета и экономичности на этапе поисковых исследований; созданы алгоритмы и пакет прикладных программ расчета областей рациональных проектных параметров ТРДД, позволяющий проводить их выбор на этапе поисковых исследований с учетом связанных с компоновкой ТРДД на СВВП. Разработан метод сравнения различных вариантов применения СУ с ТРДД на СВВП транспортного назначения для улучшения JITX летательного аппарата по критерию экономичности. Использование метода на последующих этапах разработки позволяет учитывать результаты испытаний и определить рациональное направление изменения проектных схем и параметров.

Апробация работы. Материалы диссертации докладывались и обсуждались на кафедре 201 МАИ, в докладах по современным проблемам аэрокосмической науки и техники, на Международной научно-технической конференции молодых ученых и специалистов, (Жуковский 2000г.), и на научных чтениях памяти авиаконструктора И.И. Сикорского, Москва - Санкт-Петербург 2000 г.

Публикации:

1. Агульник А.Б., Базаззаде М.., Оптимизация ТРДД для транспортного JIA вертикального (укороченного) взлета и посадки. Тезисы докладов по

современным проблемам аэрокосмической науки и техники, Международная научно-техническая конференция молодых ученых и специалистов, Жуковский, 2000г.

2. Карасев В.Н., Базаззаде М., Сравнительный анализ различных способов соединения двухконтурных двигателей в силовых установках транспортного СВВП. Тезисы докладов по современным проблемам аэрокосмической науки и техники, Международная научно-техническая конференция молодых ученых и специалистов, Жуковский, 2000г.

3. Агулышк А.Б., Базаззаде М.., Карасев В.Н., Сравнительный анализ различных способов соединения двухконтурных двигателей в силовых установках транспортного СВВП. Материалы вторых научных чтений памяти авиаконструктора И.И. Сикорского, Москва - Санкт-Петербург 2000г.

Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, пяти глав, списка литературы из 55 наименований. Работа изложена на 112 страницах, включая 71 рисунок, 4 таблицы.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ Во введении показана актуальность темы исследования, указаны основные проблемы создания СВВП.

Первая глава посвящена анализу основных эксплуатационных требований, предъявляемых к СВВП. Основными эксплуатационными требованиями являются:

Проблемы проектирования СВВП;

Влияние близости земли на СВВП;

Проблемы, связанные с созданием управляющих сил;

Проблемы обеспечения режима висения;

Проблемы переходного режима СВВП;

Проблемы выбора силовых установок СВВП;

Проблема обеспечения балансировки самолета при отказе одного двигателя;

Проблемы, связанные с управлением и балансировкой

СВВП;

Самолеты вертикального взлета и посадки в крейсерском полете, проблемы силовых установок;

Также рассматривается следующие темы:

Предшествующие разработки самолетов вертикального взлета и

посадки;

Постановка задачи выбора ТРДД для СВВП;

В данной главе рассматриваются современные и перспективные проекты СВВП и дается обзор существующих работ по данной тематике. Указывается, что на этапе поисковых исследований и их перспективы в области гражданского, спасательного, военного назначения необходим выбор основных параметров СУ путем оптимизации по различным критериям и дается постановка задачи. Прогресс в разработке СВВП военного назначения позволяет надеяться на появление в ближайшем будущем СВВП транспортного назначения. Прежде всего, это может относиться к самолетам аварийно-спасательного, медицинского назначения. В этом случае наиболее целесообразным представляется применение ТРДД, а не винтовых двигателей, так как это единственное решение получения большей скорости полета. Для СВВП транспортного назначения важнейшим требованием получения большой дальности полета является высокая экономичность крейсерского полета, получение которой затруднено необходимостью глубокого дросселирования двигателей. В качестве одного из путей решения этой проблемы может рассматриваться применение сложных многодвигательных СУ с частичным отключением двигателей в крейсерском полете. Для обеспечения необходимой балансировки ЛА может применяться различные способы соединения ТРДД в составе СУ.

Во второй главе приводится описание математической модели ТРДД в составе силовой установки СВВП, при этом рассматриваются как схема традиционного двухконтурного двигателя, так и математическая модель схемы СУ с двумя ТРДД, валы низкого давления которых соединены,- что позволяет в крейсерском полете, отключая один из двигателей, вращать его вентилятор турбиной низкого давления работающего двигателя. Разработанные математические модели относятся к первому уровню точности (по терминологии ЦИАМ), они включают математические модели узлов двигателя (вентилятора,

компрессора, камеры сгорания, турбины и т.д.), созданные на основе аппроксимационных зависимостей экспериментальных характеристик, и основаны на решении систем нелинейных уравнений, описывающих совместную работу узлов. Математические модели учитывают ограничения на проектные параметры и органы регулирования.

Так как вес СУ играет важную роль для достижения СВВП высоких показателей летно-технических характеристик, необходимо возможно более точно определить весовые показатели СУ. Поскольку применение поэлементных методов определения массы двигателя на этом этапе проектно-исследовательских работ затруднено, проведен сравнительный анализ ряда полуинтегральных методов оценки массы двигателя [5,9].

Проведенная идентификация метода [5] позволила получить хорошее совпадение результатов тестирования модели с весовыми показателями двигателей Pegasus 11.МК105, Тау670, RB.211-535Е4, V2500, CFM.56-5AI.

Важным компонентом расчета летно-технических характеристик (JITX) самолета являются математические модели аэродинамических и массовых характеристик планера, а также динамики полета самолета.

В третьей главе приводится описание модели аэродинамических характеристик СВВП. Используется традиционная методика расчета аэродинамических коэффициентов с поправкой на прогнозируемое в перспективе их улучшение.

Моделирование динамики полета самолета осуществляется решением систем известных уравнений движения ЛА в вертикальной плоскости [6]. При этом рассчитывается профиль полета, состоящий из участков:

■ Вертикальный подъем самолета вертикально до определенной

высоты,

■ разгон и набор высоты до определенной высоты и скорости

полета.

■ крейсерский полет.

Учитываются ограничения на градиент набора высоты на начальных участках полета.

Все описанные выше математические модели составляют комплексную математическую модель СВВП, позволяющую решать множество проектно-исследовательских задач, так как с её помощью можно осуществлять вариации как различных параметров СУ, так и других подсистем самолета и анализировать их влияние на показатели эффективности всего JIA. Блок-схема комплексной модели приведена на рис. 1.

В четвертой главе приводятся результаты идентификации и тестирования разработанных математических моделей по данным существующих СВВП. Геометрические, аэродинамические и весовые характеристики настраивались по данным самолета "Harrier AV-8", математические модели двигателей были настроены на характеристики двигателя "Pegasus" 11 МК 105, используемого на этом самолете. Показано, что значения перегоночной дальности полета, рассчитанные по математической модели, отличаются от реальных не больше чем на 4%. Кроме того была приведена оптимизация параметров двигателя "Harrier AV-8" по критерию дальности полета.

В пятой главе приводятся исследование и оптимизация основных параметров СУ с ТРДЦ для перспективного проекта СВВП транспортного назначения. В качестве объекта исследования рассматривается компоновка самолета, подобная проекту Grumman-698 (рис.2) со следующими данными : Взлетная масса самолета, кг 21500

Площадь крыла, м2 31,7

Размах крыльев ,м 13,56

Высота полета ,м 6000

Число Мп (при крейсерском полете) 0,7

В процессе исследования осуществлялись вариации основных параметров рабочего процесса ТРДД: степени двухконтурности - т , суммарной степени повышения давления в двигателе - тг\ z ■ При этом сохранялось

постоянным значение максимальной температуры газа перед турбиной Г>1650К.

При моделировании динамики полета JIA предполагалась следующая программа полета: самолет поднимается вертикально до высоты 50м, затем, при плавном повороте двигателей от положения вертикальной тяги до горизонтальной и постоянном угле тангажа, он набирает высоту 6000м. После этого осуществляется при постоянной высоте полета разгон самолета до Мкр=0,7. Дальнейший полет до посадки происходит по схеме, традиционной для обычных самолетов.

Предполагалось, что при всех вариациях двигателей сохраняются неизменными взлетная масса JIA (Мюл) и масса планера (Л/пл), под которой понимается не только масса конструкции планера, но и оборудования и снаряжения. В этом случае суммарная масса силовой установки (Мсу) и топлива (МТ0Ш1) будет сохраняться постоянной, т.е.

Мсу+ Мтопл = Мв3., - Мпл = const

Результаты исследования влияния параметров ТРДД, m и лна дальность полета рассматриваемого самолета приведены на рис 4.

Сравнение зависимостей на рис.3, и рис.4 показывает, что в значительной степени дальность полета определяется массой двигателя. Такой показатель, как удельный расход топлива Суд, влияет на дальность полета значительно слабее. Для объяснения этого обстоятельства рассмотрим дроссельные характеристики двигателей, показанные на рис.5.

На этом графике показаны уровни дросселирования, необходимые для обеспечения крейсерского полета самолета. Из-за глубокого уровня дросселирования, несмотря на столь сильное изменение степени двухконтурности, изменение С,, мало - от 0.0927 до 0,1069 кг/(Н'ч).

Очевидно, что уменьшение степени дросселирования двигателей в горизонтальном крейсерском полете может улучшить летпо-технические х а ра кте р и сти к и с а м о л ста.

ю

Одним из способов достижения этого является переход от двухдвигательной схемы самолета к четырехдвигательной с тем же уровнем суммарной тяги, удовлетворяющей условию необходимой тяги для вертикального взлета. В данной исследовании сравниваются два варианта:

1. Вертикальный взлет с четырьмя двигателями, а затем горизонтальный крейсерский полет с глубоким их дросселированием.

2. Вертикальный взлет с четырьмя двигателями, а крейсерский полет осуществляется при отключении двух двигателей.

Результаты этого сравнения приведены на рис.6 Можно сделать вывод, что отключение двух двигателей приведет к уменьшению потребного уровня дросселирования работающих двигателей и, следовательно, к уменьшению удельного расхода топлива. Это приводит к увеличению дальности полета самолета на 43%. Отметим также, что четырехдвигательный вариант при любом варианте своего использования имеет меньшие дальности полета, чем двухдвигательный, из-за большей массы силовой установки.

Проблема повышения экономичности ГТД при их дросселировании усложняется по мере увеличения тяговооруженности самолетов, необходимой для обеспечения их вертикального (или короткого) взлета и улучшения маневренных характеристик. Чем выше тяговооруженность самолета при взлете, тем сильнее нужно дросселировать двигатель в крейсерском полете. Поэтому нужно искать нетрадиционные способы, которые улучшают характеристики ГТУ в крейсерском полете. В работе [7] были предложены некоторые способы для увлечения экономичности самолетов с большими степенями тяговооруженности. На основе этой идеи автор предлагает для рассматриваемого СВВП СУ, представленную на рис.7, для перераспределения мощности которой чаше всего рекомендуется схема, состоящая из редуктора и валов, соединяющих двигатели.

Анализ программы полета показывает, что во время взлета самолет использует оба двигателя, а в крейсерском полете один из двигателей выключается, при этом его ротор низкого давления продолжает работать,

получая мощность от турбины низкого давления работающего двигателя. На рис.8 показано отношение частот вращении валов вентилятора двигателя с отключенным газогенератором (ГГ) к вентилятору работающего двигателя при условии обеспечения равных тяг обоих двигателей для предложенной программы полета.

Для того чтобы оба двигателя СУ производили одинаковую тягу при отключении газогенератора одного из них, второй контур двигателя с отключенным ГГ должен создавать тягу, равную тяге обоих контуров работающего двигателя, поэтому параметры вентиляторов должны отличаться друг от друга.

Расчеты показывают (рис.8) , что для сохранения одинаковых тяг обоих двигателей во всем диапазоне дросселирования, необходимо иметь редуктор с плавно изменяющимся передаточным отношением (вариаторам) , при этом степени повышения давления в вентиляторах обоих двигателей различны (рис.9) . Очевидно что двигатель с отключенным ГГ должен иметь лв* большее, чем лв двигателя с работающим газогенератором. Так как использование вариатора в составе авиационной силовой установки затруднительно, то проведем оценку возможности использования редуктора с постоянным передаточным отношением, либо вообще при отказе от редуктора. Постоянное передаточное отношение редуктора доложено определиться из условия равенства тяг обоих двигателей в режиме крейсерского полета (см. рис.8). В этом случае передаточное отношение должно быть 1,01... 1,02. Поскольку это передаточное отношение столь мало, то можно отказаться от использования редуктора. При отказе от использования редуктора дисбаланс тяг двигателей будет зависеть от степени дросселирования, как показано на рис 10.

Дисбаланс тяг оценивался по формуле :

Р - Р АР= 1 2 , где

Рг тяга работающего двигателя, Р2- тяга двигателя с отключенным газогенератором на режиме крейсерского полета .

На рис.11 показано отношение величины абсолютного дисбаланса тяг от степени дросселирования. Это величина в режиме крейсерского полета ДР< 0.9... 1 кН, следовательно, этот дисбаланс может быть легко скомпенсирован средствами аэродинамического управления самолета.

Дроссельные характеристики СУ показаны на рис.12 при отсутствии редуктора и при применении вариатора, обеспечивающего переменное передаточное отношение сохраняющих равенство тяг двигателей во всем диапазоне. На этом рисунке вертикальной стрелкой отмечена потребная тяга в крейсерском полете.

Далее в пятой главе рассматривается другой способ улучшения летно-технических характеристик СВВП путем соединения каналов наружных контуров, которое обеспечивает перераспределение тяги посредством отбора воздуха от вентиляторов.

Предварительные исследования [8,10] показали, что данная силовая установка хорошо компонуется в самолете с высокорасположенным крылом и обладает следующими преимуществами по сравнению с предыдущей:

-применяются обычные безредукторные ТРДД, а не специальные двигатели, допускающие повышенный отбор воздуха от компрессора, что улучшает характеристики СУ и снижает стоимость разработки двигателя;

-относительно большая тяга вентиляторного контура позволяет разместить сопла не в концах складных консолей крыла, а в крайних сечениях его центральной части;

Исходная схема силовой установки состоит из установленного в мотогондоле обычного ТРДД, регулируемого сопла с отклонением вектора тяги, размещенного ¡а центром масс самолета соединительного воздуховода п регулируемых пеотклоняемых сопел, поэтому не требующих увеличения лобовой площади и объема крыла самолета.

Как это показано на рис.13, в этой схеме при взлете работают оба двигателя, а в крейсерском полете один двигатель выключается, и через его сопло течет воздух, поступающий по каналу из наружного контура работающего двигателя. При использовании такой схемы, Суд в значительном мере уменьшается. Сравнительный анализ всех вариантов описанных в работе схем СУ приводится на рис.14. Как следует из сравнения, вариант газодинамического соединения каналов наружного контура двух ТРДД СУ СВВП обеспечивает наилучшие характеристики по экономичности СУ. Удельный расход топлива с газодинамическим соединением каналов уменьшается на 23% по сравнению с схемой СУ с механической связью роторов низкого давления.

Учитывая, что компоновка самолета с соединительным газовым трактом легче на 7% варианта с соединительными валами [8,9] и улучшает экономичность этой схемы, можно сделать вывод, что дальность полета в этом случае возрастает примерно на 27...31%.

ВЫВОДЫ

1. Разработана методика сравнительного анализа СУ с ТРДД в системе СВВП.

2. Показано, что при выборе параметров ТРДД для СУ СВВП транспортного назначения влияние степени двухконтурности на ЛТХ самолета значительно меньше, чем для ЛА горизонтального взлета.

3. Получено, что для транспортного СВВП схема СУ с двумя ТРДД предпочтительнее четырехдвигательной.

4. Впервые проведен сравнительный анализ эффективности различных схем двухдвигательных СУ с ТРДД в системе СВВП с механической связью роторов низкого давления; с газодинамическим соединением каналов наружного контура; без каких-либо соединительных устройств.

5. Показано, что механическая связь роторов низкого давления двух ТРДД СУ СВВП может быть реализована: без применения редуктора приводить к улучшению ЛТХ самолета.

6. Показано, что газодинамическое соединение каналов наружного контура

двух ТРДД СУ СВВГТ обеспечивает наилучшие характеристики по

сравнению с другими рассматриваемыми схемами, в результате чего

дальность полета увеличивается на 30% по сравнению со схемой СУ с

механической связью роторов низкого давления.

Основные публикации по теме диссертационной работе и используемые литературы

1. Агульник А.Б., Базаззаде М.., Карасев В.Н., Сравнительный анализ различных способов соединения двухконтурных двигателей в силовых установках транспортного СВВП. Материалы вторых научных чтениях памяти авиаконструктора И.И. Сикорского, Москва - Санкт-Петербург 2000 г.

2. Агульник А.Б., Базаззаде М., Оптимизация ТРДД для транспортного JIA вертикального (укороченного) взлета и посадки. Тезисы докладов по современным проблемам аэрокосмической науки и техники, Международная научно-техническая конференция молодых ученых и специалистов, Жуковский, 2000г.

3. ., Базаззаде М., Карасев В.Н., Сравнительный анализ различных способов соединения двухконтурных двигателей в силовых установках транспортного СВВП. Тезисы докладов по современным проблемам аэрокосмической науки и техники, Международная научно-техническая конференция молодых ученых и специалистов, Жуковский, 2000г.

4. Хафер К., Закс Г., Техника вертикального взлета и посадки: Пер. с нем. -М.: Мир, 1985.-376 е., ил.

5. Маслов В.Г., Кузьмичев B.C., Григорьев В.А. Выбор параметров и проектный термогазодинамический расчет авиационных газотурбинных двигателей. - Куйбышев; КуАИ, 1984г., 176с.

6. Тараненко. В. Т. Динамика самолетов с вертикальным и коротким взлетом и посадкой. -М.: Машиностроение, 1993.-256с.: ил

7. Нечаев Ю.Н., Кобельков В.Н., Полев A.C., Авиационные турбореактивные двигатели с изменяемым рабочим процессом для многорежимных самолетов -М: Машиностроение, 1988,- 176 е.: ил

8. Пономарев В.А. Усовершенствованный метод определения областей рациональных проектных параметров ТРДД для дозвукового пассажирского самолета на этапе поисковых исследований, Диссертация на соискание ученой степени К.Т.Н., РГАТА 348 е., 1999 г.

9. Cross-ducted propulsion systems for medium-speed V/STOL applications, Glasgow E.R., Beck W.E., Carlos H.G., "SAE Techn Pap. Ser.", 1983, № 831493,1-16

10. A split fan concept for a medium speed V/STOL. Waller J.D., Yackle A.R. "SAE Techn. Pap: Ser.", 1983, № 831548, 1-8

Рис.1 .Блок схема комплексной математической модели самолета СВВП

ю т

Рис.3. Зависимость массы двигателя от параметров рабочего процесса

[_ пол, км

2600 2400 2200 2000 1800

/ \«"к1=30

/ «"^=26.5

^*"к1=22

0 2 4 6 8 10 т

Рис.4. Зависимость дальности полета самолета от параметров рабочего процесса

Рис.5. Дроссельные характеристики рассматриваемых двигателей при л'к1 = 26.5 ,ТГ=1650, М=0.7, Н= 6 км

Цкм] 1900 1700 1500 1300 1100 900 700

500 .......

0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1

РШтах

Рис.6. Влияние степени дросселирования двигателей на дальность полета самолета

1- четрехдвигательный самолет, с двумя выключенными и двумя задросселированными двигателями; 2 - четрехдвигательный самолет с 4-мя задросселированными двигателями

Рис.7. Компоновка СУ с двумя ТРДЦ с соединенными валами роторов

низкого давления ]. Левый двигатель. 2. Правый двигатель. 3. Соединительная муфта и

редуктор

Рис.8. Отношение частот вращения валов вентилятора отключенного двигателя к работающему при условии равенства тяг

Рис.9. Сравнение степени повышения давления вентиляторов

Рис.10. Относительный дисбаланс тяг двигателей при отсутствии

редуктора

Рис.11. Абсолютный дисбаланс тяг двигателей при отсутствии редуктора

0.15

1Н ч

0.14 0 13 0.12 0.11 0.1 0 09 0.08 0.07

; :

;

;

------

0 10^ ) 30 40 50 60 Р, кН

Рис.12. Сравнение дроссельных характеристик СУ с идеальным редуктором (вариатором) и без него

1-С использованием идеального редуктора (вариатора)

2-Без редуктора

Рис. 13. СУ с общим газовым трактом, двигатели которых имеют соединенные каналы наружных контуров

• е-

Рис.14. Сравнение дроссельных режимов двигателей СВВП при Н= 6 км,

М=0.7

1-Дросселирование обоих двигателей

2-Дросселирование одного из двигателей (Компоновка СУ с двумя ТРДД с соединенными валами роторов низкого давления (рис.7))

3-Дросселирование одного из двигателей (СУ с общим газовым трактом, двигатели которых имеют соединенные каналы наружных контуров (рис. 13))

ПРОЕКТИРОВАНИЯ

СИЛОВОМ

1. ВВЕДЕНИЕ. ПРОБЛЕМЫ УСТАНОВКИ СВВП

Введение.

1.1.Проблемы проектирования СУ СВВП.

1.1.1. Виляние близости земли на СВВП.

1.1.2. Проблемы, связанные с созданием управляющих сил.

1.1.3. Проблемы обеспечения режима висения.

1.1.4. Проблемы переходного режима СВВП.

1.1.5. Проблемы выбора силовых установок СВВП.

1.1.6. Проблема обеспечения балансировки самолета при отказе одного двигателя (безопасность полета на взлетном участке при отказе одного двигателя).

1.1.7. Самолеты вертикального взлета и посадки в крейсерском полете и их проблемы силовых установок.

1.2. Предшествующие разработки самолетов вертикального взлета и посадки.

1.3. Постановка задачи выбора ТРДЦ для СВВП.

2. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК СУ ДЛЯ СВВП

2.1.Принципы построения математических моделей ГТД для задач согласования

СУ и ЛА.

2.7.Термодинамические взаимосвязи параметров.

2.3. Представление характеристик узлов ТРДЦ при математическом моделировании его характеристик.

2.4.Сгрук1ура математической модели ТРДЦ для расчета установившихся режимов работы.

2.4.1.Структура математической модели два ТРДЦ с соединительными валами роторов низкого давления с отключением одного из ГГ для расчета установившихся режимов работы.

2.4.2. Структура математической модели СУ двумя ТРДЦ с общим газовым трактом двигатели которых имеют соединенные каналы наружных контуров.

2.5.Структура математической модели ТРДЦ для расчета неустановившихся режимов работы.

2.6.Моделирование массовых характеристик силовой установи! (методы расчета массы - удельной массы).

3. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК СВВП И СКВВП

3.1. Моделирование полета СВВП.

3.2. Аэродинамические силы, действующие на самолет на режимах вертжального взлета и посадки.

3.3. Законы изменения углов вектора тяги и наклона траектории.

3.4. Моделирование разбега-взлета СВВП (СКВВП).

3.5. Влияние различных факторов на характеристики вертикального взлета самолетов.

3.6. Моделирование этапов разгона-набора высоты и снижения самолета.

3.7. Моделирование крейсерских участков (горизонтального установившегося) полета.

3.8. Определение оптимума угла установки ф двигателя при крейсерском полете

3.9. блок-схема комплексной модели.

4. ТЕСТИРОВАНИЕ МАТЕМАТИЧЕСКИХ МОДЕЛЕЙ ПО ДАННЫМ СВВП

Тестирование математических моделей по данным СВВП.

5. ОПТИМИЗАЦИЯ ТРДЦ ДЛЯ ТРАНСПОРТНОГО САМОЛЕТА ВЕРТИКАЛЬНОГО (УКОРОЧЕННОГО) ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ

5,1. Объект исследования.

5.2. Способы соединения двухконтурных двигателей в силовых установках транспортного СВВП с целью увеличения экономической эффективности.

5.3. СУ с общим газовым трактом двигатели, которых имеют соединенные каналы наружных контуров перераспределение тяга посредством отбора воздуха от вентиляторов.

5.4. Весовое сравнение вариантов проектирования, где использованы различные методы соединения двигателей.

6. ВЫВОДЫ.

В последние десятилетия двадцатого столетия авиация быстро развивается, резкое увеличение воздушных перевозок началось после появления реактивного двигателя. Одним из направлений современного этапа развития авиации являются самолеты вертикального взлета и посадки (СВВП), б разработке которых значительные успехи достигнуты конструкторскими бюро России, США, ФРГ, Великобритании.

Проблемы, связанные с техникой вергикального взлета и посадки, рассматривались в течение четырех последних десятилетий на многочисленных симпозиумах и научно-технических совещаниях. В специальной литературе появилось большое число интересных работ по разнообразным вопросам, относящимся к летательным аппаратам такого рода [4,26,29,49,50].

Реализация вертикального взлета и посадки обещает немало преимуществ в решении актуальных задач гражданского воздушного транспорта, так как рост воздушных перевозок обуславливает растущую потребность в больших аэродромах и в новых, более длинных взлетно-посадочных полосах. Тот факт, что крупные аэропорты более чем на 50 % загружены местными перевозками, наводит на мысль, что в будущем окажется целесообразным удовлетворять потребности этих перевозок системой воздушного транспорта на основе самолетов с вертикальными взлетом и посадкой или с очень короткими взлетной и посадочной дистанциями. Введение такой системы в эксплуатацию обеспечит необходимую разгрузку крупных аэропортов и одновременно уменьшит размер зон недопустимого шума, так как самолеты вертикального взлета и посадки могут взлетать и приземляться по относительно крутым траекториям. Таким образом, техника вертикального взлета и посадки дает разумную альтернативу многолетним усилиям по строительству новых взлетно-посадочных полос или новых аэропортов. Этот вывод подтвержден также рядом работ и системными исследованиями, в которых технике вертикального взлета и посадки в будущем предсказываются хорошие шансы на широкое применение [16,17,44].

ТСповвдшпм прлектироватш СВВТ1 и их силовой установки

Хотят ОВВП по скорости и маневренности характеристики уступают характеристикам самолетов обычной схемы, они имеют важное преимущество, заключающееся в том, что для их применения не требуется взлетно-посадочных полос (ВПП) большой протяженности. В настоящее время самолеты вертикального взлета и посадки широко применяются в военном деле, в первую очередь на авианосцах, имеющих, как известно, ограниченные взлетно-посадочные площадки. В то же время и в гражданской авиации транспортные СВВП могут успешно конкурировать с вертолетами и обычными самолетами.

Для осуществления вертикального взлета и вертикальной посадки необходима подъемная сила превышающая, по меньшей мере в 1.1 раза взлетный вес. При этом условии самолет сможет оторваться от земли вертикально или по определенной траектории, а в процессе приземления по желательной траектории может быть реализована достаточно малая скорость снижения, обеспечивающая безопасное касание земли.

Одной из известных машин, которая используется как летательный аппарат (ЛА) вертикального взлета и посадки это вертолет, несущий винт которого имеет большую ометаемую площадь и поэтому может создавать необходимую вертикальную тягу при относительно небольшой мощности двигателя. Из-за проблем создания несущих винтов с большими скоростями вращения, а также вследствие большого аэродинамического сопротивления в горизонтальном полете, вертолеты и ЛА с несущими винтами конвертопланы не в состоянии обеспечить большие крейсерские скорости и большие дальности крейсерскою полета, поэтому они не могут успешно конкурировать по экономичности такого полета с самолетами, стартующими обычным образом. Чтобы создать самолеты вертикального взлета и посадки с крейсерскими летными характеристиками не уступающими характеристикам обычных самолетов, необходимы самолеты особого рода, которые путем ре1улирования вектора таги двигателей и использования, газотурбинных как требованию обеспечения вертикального взлета, так и требованию высокой экономичности крейсерского полета.

Проблемы ^датирования СВВТТ щ их силовой установки 11 ТТпоблемы ппоектипования СУ СВВТТ ж 1 1

Проанализируем более подробно проблемы разработки СВВП и обратим внимание на то, что все они связаны в большей или меньшей степени с силовой установкой.

выводы.

1. Разработана методика сравнительного анализа СУ с ТРДЦ в системе СВВП. Показано, что при выборе параметров ТРДД для СУ СВВП транспортного назначения влияние степени двухконтурности на ЛТХ самолета значительно меньше, чем для ЛА горизонтального взлета.

3. Получено, что для транспортного СВВП схема СУ с двумя ТРДД предпочтительнее четырехдвигательной.

4. Впервые проведен сравнительный анализ эффективности различных схем двухдвита'ельных СУ с ТРДЦ в системе СВВП с механической связью роторов низкого давления; с газодинамическим соединением каналов наружного контура; без каких-либо соединительных устройств.

5. Показано, что механическая связь роторов низкого давления двух ТРДЦ СУ СВВП может быть реализована: без применения редуктора приводить к улучшению ЛТХ самолета.

6. Показано, что газодинамическое соединение каналов наружного контура двух ТРДЦ СУ СВВП обеспечивает наилучшие характеристики по сравнению с другими рассматриваемыми схемами, в результате чего дальность по]юта увеличивается на 30% по сравнению схемой СУ с механической связью роторов низкого давления.

Агульннк А.Б. Бакулев В.И., Голубев В.А., и др. Термогазодинамические расчеты авиационных газотурбинных двигателей на ЭВМ в режиме диалога: Учебное пособие/ Под ред. Проф. В.И. Бакулева. М.: МАИ, 1996, 84с. Агульник A.B., Базаззаде М.,, Карасев В.Н., Сравнительный анализ различных способов соединения двухкотурных двигателей в силовых установках транспортного СВВП. Материалы вторых научных чтениях памяти авиаконструктора И. И. СИКОРСКОГО, Москва - Санкт-Петербург 2000 г.

Акимов В.М. Бакулев В.К., Курзинер Р.И., Поляков В.В., Сосунов В.А., С.М. Шляхтешсо Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей./ Под ТЗЗ ред. С.М. Шляхтенко. Учебник для вузов- 2-е изд., перераб. И под. М, Машиностроение, 1987- 568с.

Бауэре П. Летательные аппараты нетрадиционных схем: Пер. с англ.- М.: Мир, 1991.- 320с., ил.

Володин В.В., Лисейцев Н.К., Максимович В.З. Особенности гфоеиировашш реактивных самолетов вертикального взлета и посадки. Под. ред. ЕгераС.М. М,; Машиностроение, 1985.

Володин В.В. Автоматизация проектирования летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1991,

Временные нормы летной годности сверхзвуковых гражданских самолетов, 1976.

Гаяапюв Е.С., Лысенко Н.М., Микоян С.А. и др. Аэродинамика и динамика полета маневренных самолетов. Под ред. Лысенко Н.М. М.: Военное издательство, 1984.

Гольнезхад А. Оптимизация параметров двигателя сверхзвукового пассажирского самолета второго поколения. Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук. МАИ 1999

Дружинин Л.П., Морозова И.В. Аппроксимация характеристик компрессора аналитическими функциями двух переменных. - Труды ЦИАМ, 1975, №645.,

5с.

Дшшт А.Л. Самолет начинается с двигателя. - Рыбинск: Рыбинское подворье, а трех томах 1995., 496с.

Егер С.М., Мишин В.Ф. Лисейцев Н.К. и др. Проектирование самолетов. Под. ред., Erepa С,М. М.: Маппшостроемие, 1983

Ефимов И. А. Нелюбов А.И., Павленко В.Ф. С опслонением вектора тяга М.: Военшдат, "Авиация и Космонавтика", 1981,N7.

Ильичев ЯЛ'. Термодишшиеский расчет воздушно-реактивных двигателей -'Груды Т ЩАМ, 1975, №677, 126с.

Иностранные авиационные двигатели (По данным иностранной печати ХП издание). 11ИАМ, Под редакцией Л. И. С-оркина .1992

Курочкин Ф.П. Основы проектирования самолетов с вертикальным взлетом и посадкой. М.: Машиностроение, 1970.

Курочкин Ф.П. Проектирование и конструирование самолетов с вертикальным взлетом и посадкой. М,: Машиностроение, 1977. Маслов В.Г. Кузьмичев B.C., Григорьев В.А. Выбор параметров и проектный термог&зодшгамический расчет авиационных газотурбинных двигателей. - Куйбышев; КуАИ, 1984., 176с.

Масдов В.Г. Теория выбора оптимальных параметров при проектировании авиащюяных ГТД- М.: Машиностроение, 1981.- 123с. Маслов В .Г. О выборе параметров авиационных ГТД, обеспечивающих оптимальное сочетание удельного веса и удельного расхода тогот*ва.Т1роектирование и доводка авиационных Г'ТД. - Куйбышев: КуАИ, 1974.-Выя, 67, С.3-16.

Теория и методы начальных этапов проектирования авиационных ГТД: Учеб. Пособие/ В.Г. Маслов, B.C. Кузьмичев, А.Н. Коварцев, В.А. Григорьев; Под ред. В.Г. Маслова/ Самар. Гос. Аэрокосм. Ун-т. Самара, 1996.147с. Мдасеяадзе В.Г., Титов В.М, Основные геометрические и аэродинамические s „ц. о- <шси самолетов и ракет. М,: Машиностроение 4 и итари» -\.М., Лазнюк U.C., Максимов B.C., и др., Динамика полета- 2-е ¡мб,. и доп. - М,: Машиностроение, 1978,- 424 е., ил. И.А., Шепель В.Т. Техшпсо-экономическая эффективность авиационных Г'ТД в эксплуатации. М.: Машиностроение, 1989. Нечаев Ю.Н., Законы управления и характеристик авиационных силовых установок- M.: Машиностроение, 1995. 400с.

Нечаев Ю.Ы., Кобельков В.Н., Полев A.C., Авиационные турбореактивные двигатели с изменяемым рабочим процессом для многорежимных санолутог. - М: Мзшт-сюстроешге. 1988,- 176 е.: ил

Но&адшй В.В., Павленко В.Ф. Особенности воздействий реактивных потоков силовых установок на конструкцию самолета вертикального •взлета и посадки. JH.: Машиностроение, 1985.

Остославский И.В., Стражева И.В. Динамика полета. Траектории летательных аппаратов. 2-е изд.- М.: Мапшностроение, 1969.500с. Павленко В.Ф. Самолеты вертикального взлета и посадки. М.:

В о сиг в дат. 1966.

Павленко В.Ф. Силовые установки летательных аппаратов вертикального взлета и посадам. М.: Машиностроение, 1972.

Павленко В.Ф. ("иловые установки с поворотом вектора тяга в полете. М.: Мапгяностроение, 1987.

Павленко В.Ф,. Ефимов И.А, Егоров И.Н., Иванов A.M. Программный комплекс математического моделирования авиационных ГТД различных конструктивных схем. Труда ХХШ Чтений К.Э. Циолковского. М.: ИИЕ'Г

АН СССР, 1989.

Пономарев В. А. Усовершенствованный метод определения областей рациональных проектных параметров ТРДД для дозвукового пассажирского самолета на этапе поисковых исследований, Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических щук, Рыбинск 1999.

Румянцев C.B., Сгаяевский В.А. Системное проектирование авиационного двигателя , M.: MЛИ, 1991.

Румянцев C.B., Сгияевский В. А., Наумов A.B., Агулы-шк А.Б. - Определение шшмгоднейшшс параметров двигатели при системном проектирования с помощью САПР; Учебное пособие-М. : МАИ, 1987,-64с,

Святого-рок A.A., Попов К.Н., Хвостов Н.И. Устройства для отклонения реактивной струи турбореактивных двигателей. Ml: Машиностроение, 1968. Сосунов В.A., Лнпшнов Ю.А. Неустановившиеся режимы работы авшшошых газотурбинных двигателей, М.: Мадшностроение, 1.975, 21бс. Таоаненко В,Т. Особенности динамики вертикального взлета и посадки самолетов. М.: ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1971.

Тараненко В.Т. Динамика самолета с вертикальным взлетом и посадкой.

М.: Махшшостроение. 1978.

Таражкко. Б. Т. Динамика самолетов с вертакальньш и коротким взлетом и .иоеад^.ой. --М.: Мапдшостроение, 1993.-256с.: кд. iyrüiKOB А.П. Метода оптимизащш при доводке и проектировании газотурбинных лкиготаей. М.: Машиностроение, 1979. i Шейнин В.М., Козловский В.И., Весовое проектирование и эффективность пассажирских самолетов, Т. 1. Весовой расчет самолета и весовое планирование. Москва: .Машиностроение, 1977г., 344с.

Шяяхтенко ü.M. Сосунова В.А., Теория двухконтурных турбореактивных двигателей. -М.: Машиностроение, 1979, 432с.

Хафер К., Зша Г., Техника вертикального взлета и посадки: Пер. с нем. - М.:

Мир, 19x5,-376 е., ил.

Югов O.K. Селиванов О.Д. Согласование характеристик самолета и двигателя:. М.: Маттигноетроенне, 1980

Югов O.K., Селиванов О.Д. Согласование характеристик самолета и двигателя/'' 2-е изд., перераб. И доп.- М.: Машиностроение, 1980.- 200с.

Oioñ O.K., Селиванов О.Д. Основы интеграции самолета и двигателя./ Под общ. Рея. O.K. Югова,- М.; Машиностроение, 1989., 304с. Янкин В.И. Система программ для расчета характеристик ВРД на ЭЦВМ. М.: > Машиностроение, 1976. 168с.

AG ARD: V/STOL Comparison Study. AGARD AcMsoiyRep. Nr. 18, 1969.

Glasgow E.R., Bock W.E. Caiios H.G., Cross-ducted propulsion systems for medium-speed \7STOL applications, "SAE Techn Pap. Ser.", 1983, Xs 831493,116

Louidens R.W. . Torney G.E., Allen J., "Comparison of two parallel/ series flow turbofan propulsion concepts for supersonic V/STOL", AIAA Pap., 1981, Ks 2637, 1 -1 4

Louflian J . The impact of propulsion performance parameters V/STOL design, and mmg. "AIAA Pap.'', 1980, Xs 1875, 1-6

Louihan J.D. " Impact of engine cycle parameter on V/STOL Type A Cotifiguraiion and Commonality" Vought Corporation, Dallas Texas -SÄE

Aerospace Meeting, November 14-17, 1977, Los Angeles, California MEL-F-83300 -Military Specification - Flying Qualities of Piloted V/STOL Aircraft. 1970,

Waller J.D., Yackle A.R. A split fan concept for a medium speed V/STOL. "SAE Teciui. Pap: Ser.", 1983, № 831548, 1-8