автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.10, диссертация на тему:Исследование эффективности применения альтернативных авиатоплив в летательных аппаратах

На правах рукописи

ЯНОВСКАЯ Мария Леонидовна

ИССЛЕДОВАНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ ПРИМЕНЕНИЯ АЛЬТЕРНАТИВНЫХ АВИАТОПЛИВ В ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТАХ

Специальность: 05.07.10 - Инновационные технологии в аэрокосмической

деятельности

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Москва 2011

'3 I ПАР я

4841544

Работа выполнена на кафедре «Инновационные технологии аэрокосмической деятельности» ГОУ ВПО «Российский государственный университет инновационных технологий и предпринимательства» и ФГУП «Центральный институт авиационного моторостроения им.П.И.Баранова».

Научный руководитель: доктор технических наук, профессор

Харин Александр Александрович

Научный консультант: кандидат технических наук, доцент

Разносчиков Владимир Валентинович

Официальные оппоненты: доктор технических наук, профессор

Шевченко Игорь Владимирович

доктор технических наук, профессор Агульник Алексей Борисович

Ведущее предприятие: НТЦ имЛюльки НПО «Сатурн», Москва

Защита состоится 6 апреля 2011г. в 16-00 часов на заседании Диссертационного совета ДМ 212.334.02 при ГОУ ВПО «Российский государственный университет инновационных технологий и предпринимательства», по адресу: 107078, Москва,, ул. Новая Басманная, д.9.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ГОУ ВПО» Российсий государственный университее инновационных технологий и предпринимательства».

Отзывы (в двух экземплярах, заверенных печатью учреждения) просим направлять по адресу: 107078, Москва, ул. Новая Басманная, д.9, ГОУ ВПО «Российский государственный университет инновационных технологий и предпринимательства», ученому секретарю Диссертационного совета ДМ 212.334.02.

Автореферат разослан 2011г.

Ученый секретарь Л

Диссертационного совета ДМ 212.334.02 //

кандидат технических наук, доцент юков И.А.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

АКТУАЛЬНОСТЬ ТЕМЫ. В последние годы весьма актуальной стала общемировая проблема замены нефти, из которой производится примерно 99% моторных топлив, на другие, альтернативные, виды сырья. В качестве наиболее перспективного сырья рассматривается, прежде всего, газ, мировые ресурсы которого достаточно велики. При этом запасы газа в России составляют более 40% мировых ресурсов. Газ, как в сжиженном, так и в компримированном состояниях, а также жидкие горючие, полученные из него посредством переработки, в настоящее время используются в качестве моторных, в том числе авиационных, топлив (компании BP, Shell, Exxon Mobil и др.)

Газовые топлива и жидкие топлива из газа обладают повышенной, по сравнению с авиакеросином, массовой теплотой сгорания (на 5%), лучшими экологическими характеристиками (по выбросам NOx, SOx, С„Нга) и хладоресурсом. В них отсутствуют гетероатомные соединения и механические примеси, нет свободной воды, что обусловливает возможность значительного увеличения ресурса авиационных двигателей при использовании газовых топлив. Кроме того, себестоимость авиагаза значительно в 4 раза) ниже, чем стоимость авиакеросина. Все это в значительной мере предопределяет интерес в настоящее время к оценке перспектив применения газовых топлив в авиации.

В нашей стране впервые в мире проведена эксплуатация под наблюдением самолета Ту-155 (1989г.) на сжиженном природном газе (СПГ) и вертолета Ми-оТГ (1988г.) на сконденсированном газовом (бутановом) топливе (АСКТ). Было показано, что перевод авиации на эти виды топлива принципиально возможен.

За рубежом (США, Европа) в последние годы созданы синтетические жидкие топлива (СЖТ) из природного газа, проведены с положительными результатами летные испытания авиатехники на СЖТ. Выпущена спецификация ASTM D7566 на синтетические авиатоплива. США к 2014 г. планируют сертифицировать весь парк J1A ВВС на этих топливах, а к 2016г. — удовлетворить потребности ВВС в СЖТ (за счет смесей 50:50 с реактивными топливом JP-8).

В России не производятся авиационные СЖТ, и лишь недавно были созданы первые опытные образцы СЖТ из природного газа. Необходимо определить их эксплуатационные свойства и эффективность применения в отечественных летательных аппаратах (ЛА) и силовых установках (СУ). Кроме этого, имеется ряд нерешенных задач, связанных с выбором оптимального состава АСКТ, представляющего собой смесь парафинов от Сз до С)0, с определением его физико-химических и эксплуатационных свойств, наработкой опытных образцов, а также с оценкой эффективности JIA и двигателей, работающих на топливе АСКТ.

Сырьем для получения АСКТ является попутный нефтяной газ, который в нашей стране при добыче нефти просто сжигается. Поэтому одновременно с решением проблемы внедрения АСКТ в авиацию улучшается ресурсосбережение. АСКТ, состоящее, в основном, из смеси предельных углеводородов в разных сочетаниях, позволяет создавать требуемые для авиации составы с заданными

(или оптимальными) плотностью и теплотой сгорания, с учетом имеющихся в стране сырьевых и производственных возможностей.

Оценка эффективности системы «ЛА-СУ-Топливо» («ЛА-СУ-Т») на новых видах топлива, состав которых следует определить, требует определения эксплуатационных свойств топлив, применения математических моделей и системы управления большими массивами инженерных данных, формируемых в процессе оптимизации параметров системы «ЛА-СУ-Т».

Решение этих задач позволит, во-первых, вовлечь дополнительные сырьевые ресурсы (газ) России для производства авиатоплив и снизить зависимость потребителей от поставок нефтяных топлив, во-вторых, внедрить систему оценки эффективности сложных систем «ЛА-СУ-Т», в-третьих, создавать конкурентоспособную авиатехнику нового поколения с улучшенными эксплуатационными и экологическими показателями.

Работа выполнялась в рамках НИР по Госконтрактам с Минпромторгом РФ «Двигатели XXI», «Топливо-ПИ» и «Эксперимент-ХХ1» (2007-2010), а также АВЦП «Развитие научного потенциала высшей школы (2006-2008)» Минобрнауки РФ

ЦЕЛЬЮ РАБОТЫ является улучшение эксплуатационных и экологических показателей отечественной авиатехники за счет применения альтернативных топлив из газового сырья.

Для достижения цели были поставлены следующие задачи:

- усовершенствовать математическую модель системы «ЛА-СУ-топливо» путем расширения номенклатуры компонентов различных топлив;

- разработать и создать опытные образцы новых альтернативных топлив СЖТиАСКТ;

- экспериментально исследовать эксплуатационные свойства СЖТ и АСКТ (термоокислительная стабильность, совместимость с конструкционными и уплотнительными материалами, противоизносные свойства, характеристики горения в камере сгорания, хладоресурс);

- выполнить расчеты физико-химических и теплофизических свойств альтернативных топлив в широком диапазоне давлений и температур, в том числе с учетом возможности реализации химического хладоресурса;

- определить эффективность применения СЖТ в качестве топлива для транспортных самолетов;

- определить эффективность применения АСКТ в качестве топлива для транспортных самолетов и высокоскоростных летательных аппаратов.

НАУЧНАЯ НОВИЗНА работы заключается в том, что впервые созданы образцы альтернативных топлив СЖТ и АСКТ, получены экспериментальные данные по их эксплуатационным свойствам (термоокислительная стабильность, совместимость с конструкционными и уплотнительными материалами, противоизносные свойства, нагарообразование при горении, хладоресурс). Получены новые данные по константам скоростей реакции термодеструкции АСКТ при высокотемпературном нагреве в условиях реализации химического хладоресурса. Впервые получены данные по эффективности применения СЖТ и

АСКТ в качестве топлива для двигателей транспортных самолетов, а также высокоскоростных ЛА. Определен оптимальный состав АСКТ для них.

НА ЗАЩИТУ ВЫНОСЯТСЯ:

1. Усовершенствованная математическая модель системы «ЛА-СУ-Топливо» для исследования эффективности применения альтернативных топлив в ЛА.

2. Результаты экспериментальных исследований эксплуатационных свойств СЖТ из природного газа.

3. Рецептура топлива АСКТ с противоизносной присадкой.

4. Результаты экспериментальных исследований эксплуатационных свойств, в том числе химического хладоресурса, АСКТ.

5. Результаты исследования эффективности применения СЖТ и АСКТ в качестве топлив для двигателей транспортных самолетов, а также АСКТ для двигателей высокоскоростных летательных аппаратов.

ДОСТОВЕРНОСТЬ полученных результатов по эксплуатационным свойствам СЖТ и АСКТ обеспечивалась применением аттестованных измерительных средств и апробированных методик измерений и обработки данных, анализом погрешности измерений, а также воспроизводимостью результатов по физико-химическим и эксплуатационным свойствам стандартных реактивных топлив ТС-1 и РТ. Проверка адекватности математической модели и ее субмоделей, проведенная путем расчета характеристик серийных двигателей (ПС-90А, Д-ЗОКП) и самолетов (Ил-76, Ан-124) на топливе ТС-1, показала, что погрешность расчета высотно-скоростных, аэродинамических и летно-технических характеристик - не более 5%, что приемлемо для определения сравнительной эффективности ЛА на альтернативных топливах.

ПРАКТИЧЕСКАЯ ЗНАЧИМОСТЬ работы заключается в том, что полученные данные по составам СЖТ и АСКТ, их эксплуатационным свойствам и усовершенствованная математическая модель системы «самолет-двигатель-топливо» могут быть использованы при проектировании перспективных ЛА на новых видах топлив, позволяют повысить конкурентоспособность российской авиатехники на мировом рынке, снизить негативное воздействие авиации на окружающую среду, а также вовлечь в производство авиатоплив новые (ненефтяные) сырьевые источники. Результаты исследований использованы в проектных работах МКБ «Искра» и в учебном процессе в МАИ, МЭИ и РГУИТП.

АПРОБАЦИЯ РАБОТЫ

Результаты работы докладывались автором на V научно-технической конференции студентов, аспирантов и молодых специалистов Российского государственного университета инновационных технологий и предпринимательства, Москва, РГУИТП, ноябрь 2008г.; II Всероссийской конференции молодых ученых, специалистов и студентов «Информационные технологии в авиационной и космической технике-2009», Москва, МАИ, апрель 2009г.; Международной конференции «Математическое моделирование и вычислительная физика» (ММСР'2009), Дубна, ОИЯИ, июль 2009; VI

Международном аэрокосмическом конгрессе IAC09, Москва, МГУ, август 2009г.; VIII Международной научно-технической конференции «Авиация и космонавтика-2009», Москва, МАИ, октябрь 2009г.; XI и XII Российских конференциях пользователей систем MSC, Москва, октябрь 2008, 2009г.г.; Конференции по актуальным проблемам российской космонавтики «XXXIV Академические Чтения по космонавтике»—«Королевские Чтения», Москва, МГТУ им.Баумана, январь 2010г.; Международной молодежной научной конференции «XXXVI Гагаринские Чтения», Москва, МАТИ, апрель 2010г.; XXII Всероссийской межвузовской конференции «Электромеханические и внутрикамерные процессы в энергетических установках, струйная акустика и диагностика, приборы и методы контроля природной среды, веществ, материалов и изделий», Казань, КВВКУ, май 2010г.; III Международной НТК «Проблемы химмотологии», Украина, Киев, Национальный Авиационный Университет, сентябрь 2010г.; Всероссийской НТК II Съезда инженеров России, Москва, ВИЛС, ноябрь, 2010г.; Научно-технической конференции молодых специалистов и ученых, посвященной Дню ракетных войск и артиллерии , Казань, ГосНИИ химических продуктов, ноябрь 2010г.; VI Всероссийской научной студенческой конференции «Интенсификация тепло- и массообменньгх процессов в химической технологии», Казань, КГТУ-КХТИ, ноябрь 2010г.; Мевдународном научном семинаре по проблемам моделирования и динамики сложных междисциплинарных систем, Казань, КГТУ им.А.Н.Туполева, ноябрь 2010г.; III Международной НТК «Авиадвигатели XXI века», Москва, ЦИАМ, декабрь 2010г.

ПУБЛИКАЦИИ

По теме диссертации опубликованы 15 работ, в том числе 5 статей в изданиях, рекомендованных ВАК РФ, и 3 научно-технических отчета.

СТРУКТУРА И ОБЪЕМ РАБОТЫ. Диссертация состоит из введения, 4 глав, выводов, списка литературы и приложения. Работа изложена на 178 страницах, включает 64 рисунков и 31 таблицу.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во Введении обоснована актуальность темы диссертационной работы и дан краткий обзор глав диссертации.

В ГЛАВЕ 1 даны обзор и анализ проблемы создания и применения в авиации альтернативных (ненефтяных) топлив СЖТ и АСКТ из газового сырья. Приведены данные по свойствам ряда газовых топлив, таких как сжиженный нефтяной (СНГ) и природный (СПГ) газы, авиационное сконденсированное газовое топливо. Показаны их достоинства и недостатки по сравнению с авиакеросинами.

За рубежом (США, Европа) уже созданы синтетические жидкие авиатоплива СЖТ из природного газа, проведены с положительными результатами летные испытания авиатехники на СЖТ, выпущена спецификация ASTM D7566 на синтетические авиатоплива.

В России отсутствуют авиационные СЖТ, и только в последнее время созданы опытные образцы СЖТ из природного газа, однако каких-либо данных

по их эксплуатационным свойствам и эффективности применения в отечественных летательных аппаратах (ЛА) пока нет.

Отмечается наличие большого научно-технического задела в России, превосходящего зарубежный, по проблеме применения газовых топлив (Н2, СПГ) в авиации, когда еще в 1970-х г.г. были начаты работы по этому направлению. В процессе создания самолета Ту-155 были решены проблемы компоновки и размещения газового топлива на борту, созданы конструкции криобаков, решены вопросы как горения, обеспечивающего наилучшие экологические параметры, так и наземной эксплуатации и др. В процессе летных испытаний вертолета Ми-8ТГ на бутановом топливе подтверждены высокие экологические характеристики двигателя ТВ2-117ТГ.

Вместе с тем, остался ряд нерешенных задач, связанных с оценкой эффективности эксплуатации самолетов различных классов и ГТД на разных видах альтернативных топлив, отсутствуют данные о совместимости последних с конструкционными и уплотнительными материалами, о противоизносных и теплофизических свойствах, хладоресурсе и др. Нет данных об оптимальных составах топлив АСКТ, неизвестны характеристики самолетов и двигателей на новых углеводородных топливах.

При создании перспективных ЛА на новых газовых топливах учет влияния их энергетических и эксплуатационных свойств на характеристики ЛА и СУ должен быть обязательным. Без этого в настоящее время нельзя создать эффективный и конкурентоспособный авиационный комплекс, так как свойства альтернативного топлива могут существенно определять технический облик ЛА и силовой установки (СУ).

Решить такую сложную проблему, как выбор состава альтернативного топлива, обеспечивающего наилучшие показатели транспортной эффективности нового или модернизируемого ЛА, можно путем применения комплекса математических моделей и глобальной оптимизации параметров ЛА, СУ и топлива. При этом целесообразно применить систему управления инженерными данными, формируемыми при проектировании системы «ЛА-СУ-Т», с тем, чтобы иметь возможность анализировать в заданных формах и форматах полученные промежуточные и финишные результаты.

Многодисциплинарность проектирования и необходимость учета в системе «ЛА-СУ» факторов, зависящих от топлива, состав которого подлежит определению, требуют применения комплексной математической модели (ММ), включающей математические модели (ММ) ЛА, СУ и топлива. Это означает, что для оценки эффективности применения альтернативного топлива в ЛА необходим переход от системы «ЛА-СУ» к системе «ЛА-СУ-Т», а применяемая ММ должна позволять рассчитывать как тягово-экономические и габаритно-массовые характеристики СУ, так и геометрические, аэродинамические, весовые характеристики и траекторные параметры движения ЛА по типовым профилям полета, а также влияние на них свойств топлива, состав которого оптимизируется. Кроме этого, необходим учет экологических (эмиссия вредных веществ в атмосферу) и стоимостных параметров системы «ЛА-СУ-Т».

Все это обусловливает необходимость системного анализа, базирующегося на ММ исследуемой системы «ЛА-СУ-Т», с выбором критерия (критериев) оценки эффективности, с постановкой и решением задачи.

Для решения задач по оценке эффективности ЛА и СУ на альтернативных топливах по критериям полетного задания рекомендовано использовать автоматизированный комплекс, разработанный в ВВИА им.Н.Е. Жуковского, базирующийся на ММ системы «ЛА-СУ-Т», блок-схема которой приведена на рис.1.

В состав ММ системы «ЛА-СУ-Т» входят:

- ММ топлива для расчета его свойств;

- ММ ЛА для расчета геометрических, аэродинамических, объемно-массовых и летно-технических характеристик ЛА;

- ММ СУ для «завязки» и расчета высотно-скоростных (ВСХ), дроссельных (ДХ) и габаритно-массовых (ГМХ) характеристик двухконтурных турбореактивных двигателей (ТРДД);

- блок расчета критериев эффективности (КЭ) системы «ЛА-СУ-Т».

Задачи автоматизированного проектирования ЛА и оптимизации систем

«ЛА-СУ-Т» носят междисциплинарный характер, и в разработку методов их решения внесли значительный вклад отечественные ученые А.Г.Братухин, М.А.Погосян, В.В.Павлов, В.П.Соколов, В.А.Скибин, Ю.С.Елисеев, И.Н.Егоров и др. На основании анализа публикаций в области проектирования ЛА, химмотологии газовых авиатоплив и CALS-технологий, были сформулированы цель и задачи исследований, включающие получение данных по эксплуатационным свойствам альтернативных топлив и оценку эффективности их применения в летательных аппаратах с ГТД.

В ГЛАВЕ 2 приведены результаты экспериментального определения физико-химических и эксплуатационных свойств впервые в России созданных образцов синтетического жидкого авиатоплива СЖТ, разработанных совместно ЦИАМ с МИТХТ им. Ломоносова и «ЮРД-Центром» из природного газа.

Определены плотность, фракционный состав, вязкость, теплота сгорания, температура начала кристаллизации СЖТ. Эксплуатационные свойства СЖТ: TOC (термоокислительная стабильность), коррозионная агрессивность и совместимость с резинами) - исследовались на приборе ТСРТ-2, а противоизносные характеристики - на приборе УПС-01М (рис.2а и 26).

Воздействие СЖТ на уплотнительные материалы оценивалось по изменению свойств резин ИРП-1078 и ИРП-1078А после выдержки их в топливе при температуре 140°С в течение 5 часов. Коррозионные свойства СЖТ определялись по потере массы пластинок стали Ст.З и бронзы ВБ-23НЦ, используемых в авиадвигателестроении. Противоизносные свойства оценивали обобщенным показателем

где Р®т- критическая нагрузка перехода к схватыванию для СЖТ, Н; то же для эталона, в качестве которого взят пентадекан, Йсжт- диаметр пятна износа при испытании СЖТ, мм; 4>т- диаметр пятна износа при испытании эталона, мм.

Рис. 1. Блок-схема ММ системы «ЛА-СУ-Т» 9

Рис.2а. Прибор ТСРТ-2. Рис.2б. УПС-01М.

Установлено, что образцы СЖТ имеют меньшую плотность, чем топливо РТ (ТС-1), однако более высокую теплоту сгорания и более высокую термоокислительную стабильность. СЖТ более совместимо с уплотнительными и конструкционными материалами, и превосходят ТС-1 и РТ по противоизносным свойствам (табл.1), и их применение позволит улучшить эксплуатационные свойства авиадвигателей.

Таблица 1

Эксплуатационные свойства топлив СЖТ №1 СЖТ №2 ТС-1 РТ

Термоокислительная стабильность в

статических условиях при 150°С, не более:

а) концентрация осадка, мг на 100 см3

топлива 2 3 12 6

Противоизносные свойства на стенде

УПС-01:

- диаметр пятна износа, мм 0,7В 0,75 1,52 1,46

-критическая нагрузка схватывания, кгс 27,4 26,34 25,2 24,6

- обобщенный показатель

противоизносных свойств, К, % 190 190 90 100

Воздействие на резины, применяемые в

топливных агрегатах, по методу ЦИАМ

(Т=140°С, 5ч.):

- предел прочности, кгс/см2 95 95 87 85

- относительное удлинение, % 105 105 100 105

Коррозионная агрессивность при

повышенных температурах (4ч. при 98ПС):

а) потеря массы образца стали Ст.З за

время испытаний, г/м2; 1,7 1,6 7 6

б) потеря массы образца бронзы ВБ-23НЦ

за время испытаний, г/м2 1,0 0,5 2,2 20

Учитывая различия в свойствах СЖТ и реактивных топлив, автором проведены исследования эффективности применения СЖТ разных составов (МИТХТ и «ЮРД-Центра») на транспортных самолетах Ил-76ТД и Ан-124.

Для этих расчетов была использована комплексная математическая модель (ММ) - «самолет-двигатель-топливо», включающая математические модели ЛА и СУ, и усовершенствованную математическую модель топлива с блоком оптимизации по критерия,м эффективности системы.

Интегрированные в состав ММ новые ММ для расчета свойств альтернативных топлив, стоимостных и экологических показателей дали возможность исследовать влияние «топливных» факторов на параметры и эффективность системы «ЛА-СУ-Т».

Расчеты аэродинамических характеристик (АДХ) ЛА проводятся по известным критериальным зависимостям. В основе алгоритма расчета объемно-массовой компоновки (ОМК) ЛА (расчет масс всех основных частей самолета и топлива, объемов отсека полезной нагрузки и топливных баков и центровки) лежат уравнения существования и согласования объемов ЛА. Для расчета масс основных частей планера используются опубликованные инженерные методики, адаптированные, как правило, для определенного класса самолетов.

Расчет ВСХ и ДХ на установившихся режимах работы СУ осуществляется путем решения системы нелинейных алгебраических уравнений, описывающих условия совместной работы элементов двигателя, методами Ньютона и Хука-Дживса. В ММ СУ интегрированы субмодели ее элементов (входного и выходного устройств, компрессоров, газовых турбин и др.), разработанные в ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина. Это позволяет определять осредненные параметры газового потока по тракту двигателя, а также внутренние и эффективные (с учетом сопротивления входного и выходного устройств) характеристики СУ. Удельно-массовые характеристики рассчитывались на основе уравнения массового баланса СУ, где массы ее отдельных элементов определялись по корреляционным и статистическим зависимостям с учетом конструкционного материала, размеров и параметров элементов двигателя.

При исследовании возможности применении новых, альтернативных, топлив, состав которых следует оптимизировать, использовалась специальная ММ топлив, которая взаимодействует с ММ ЛА и СУ. Исходными данными для расчета являлись начальные заданные характеристики топлива и параметры ЛА и СУ.

При расчете дальности полета и других ЛТХ самолета интегрировалась система дифференциальных уравнений 1-го порядка, описывающих движение центра масс ЛА в траекторной системе координат. Исходными данными для расчета ЛТХ служили полученные на предыдущих этапах аэродинамические и массовые характеристики ЛА, высотно-скоростные и габаритно-массовые характеристики СУ.

Расчет критериев эффективности системы «ЛА-СУ-Т» осуществлялся после решения задач динамики полета для ряда полетных заданий с использованием инженерных методик расчета стоимости одного летного часа (с

учетом известной или прогнозируемой стоимости топлива). Кроме этого, рассчитывались такие показатели, как топливная эффективность ЛА, эмиссия С02 за весь полет.

Были рассмотрены 2 типа транспортных самолетов: средний Ил-76ТД с двигателями Д-ЗОКП-2 и тяжелый Ан-124 с двигателями Д-18Т. Исследовались ЛТХ самолетов на СЖТ №1 (МИТХТ) и СЖТ №2 («ЮРД-Центр»), и, для сравнения, на керосине ТС-1. Траектории полета приняты одинаковыми и соответствующими рекомендациям ИКАО.

Рассматривались 3 варианта: с максимальной полезной нагрузкой при максимальной взлетной массе, с максимально допустимой взлетной массой при максимальной заправке топливом и «перегоночный» без нагрузки.

Было установлено, что Ил-76ТД и Ан-124 на обоих СЖТ имеют практически такие же ЛТХ, как и на ТС-1. Топливная эффективность при этом улучшилась на 18% и 10%, соответственно, при эксплуатации с коммерчески

Рис.3. Зависимость топливной эффективности Ил-76ТД и Ан-124 «Руслан» от дальности полета

Выбросы С02 за полет из-за меньшего содержания углерода в СЖТ и меньших расходов топлива ненамного снижаются (на 2-5%), т.е. остаются практически на том же уровне, что и при полете на ТС-1 (рис.4а и 46).

В ГЛАВЕ 3 приведены результаты исследования эффективности применения авиационного сконденсированного топлива (АСКТ) в различных летательных аппаратах. Решена задача оптимизации состава АСКТ.

Были рассмотрены три дозвуковых транспортных самолета (ТС): легкий, средний и тяжелый на топливе АСКТ3 способные перевезти максимальную полезную нагрузку, соответственно, 20, 40 и 120 тонн, на заданную дальность: 4000 и 5000 км. Основные тактико-технические требования и ограничивающие параметры, в качестве которых взяты размеры грузовой кабины, представлены в табл.2.

а) б)

Рис.4. Зависимость массы эмитированного С02 от дальности полета Ил-76ТД (а) и Ан-124 «Руслан» (б)

Таблица 2.

Основные тактико-технические требования Легкий ТС Средний ТС Тяжелый ТС

Масса полезной нагрузки, т 20 40 120

Дальность полета, км 4000 5000 5000

Число М крейсерского полета 0,6 0,6 0,6

Длина х ширина х высота грузовой кабины), м 18x3x2,5 25x3,4x3,4 31x6,4x6,4

В качестве прототипов для рассматриваемых ТС взяты существующие самолеты ЕшЬгаег С-390, Ил-76ТД и Ан-124 «Руслан» с двигателями СЕ-34, Д-ЗОКП-2 и Д-18Т, соответственно.

Вектор варьируемых параметров для оптимизации включает в себя долевой состав АСКТ, состоящего из четырех компонентов: н-С5Н|2, н-СбН14, изо-С6Нм и н-С7Н16. А такие самолетные и двигательные параметры, как удельная нагрузка на крыло, взлетная тяговооруженность, стреловидность крыла, удлинение фюзеляжа, относительную площадь миделя фюзеляжа, степень повышения давления в каскадах компрессора ТРДД, температуру газа перед турбиной, степень двухконтурности, длина и диаметр топливного бака выбирались по данным для прототипов ТС. Выбор такого состава обусловлен тем, что АСКТ остается в жидком состоянии во всем эксплуатационном диапазоне полета самолета (рис.5). Тогда АСКТ можно заправлять в топливные баки, как и авиакеросин, а конструкция топливных систем ЛА и СУ не потребует существенной доработки.

р,

МПа 10

1

0Л 0.01 0.001 0.0001 1.0-1Г'

1.0-10" 1.0-10""

100 200 300 400 г, К

Рис.5. Диаграмма состояния АСКТ и область параметров топлива в узлах ЛА и СУ. САУ - система автоматического управления силовой установкой.

В результате исследований с использованием ММ получены оптимальные предварительные характеристики ТС на АСКТ и (для сравнения) на авиакеросине.

По сравнению с вариантом JIA на керосине применение АСКТ на всех трех рассмотренных самолетах приводит к уменьшению их взлетной массы на 3-5 %.

Это объясняется меньшей массой топлива ттопл необходимой для выполнения полета, из-за благоприятного влияния повышения теплоты сгорания АСКТ (#„ на 5 % выше, чем у ТС-1) на удельный Cy¿¡ (рис.6) и километровый qmom (рис.7) расходы топлива в крейсерском полете (Я = 8—10 км, M¡¡ = 0,6-0,8).

Вместе с тем, АСКТ из-за меньшей плотности требует увеличения объема крыльевых топливных баков, что приводит к росту размеров и массы крыла. Однако, несмотря на это, из-за преобладающего влияния снижения тТОШ1 взлетная масса ЛА на АСКТ получается меньшей, чем на керосине.

Все три ТС используют практически одинаковый состав АСКТ: h-CsHI2-51-58,2%; н-СбНн-4,7-5,1%; изо-С6Нг 17,1-22,8%; н-С7Н16-18,1-21,3%. Относительная эмиссия С02 njC0=m¿§F/mjg-1 за весь полет уменьшается незначительно: на 34 %.

Полученные данные по составу АСКТ были использованы для разработки технических требований (ТТ) на новое топливо. Впервые в России были созданы образцы этого топлива и выполнены исследования основных эксплуатационных свойств: совместимости с конструкционными и уплотнительными материалами, противоизносных свойств, характеристик горения в воздушном потоке, физического и химического хладоресурса. Экспериментально исследовались образцы АСКТ производства Белозерного, Ноябрьского и Сургутского ГПЗ, которые отличались по составу. Исследования проводились в объеме требований ТУ на топливо АСКТ. Для оценки совместимости образцов топлива АСКТ с конструкционными и уплотнительными материалами, противоизносных свойств, нагарообразования при горении и хладоресурса были проведены исследования, методики которых приведены в диссертации. Все испытанные образцы удовлетворяли ТТ на топливо АСКТ.

Рис.6. Зависимость удельного расхода топлива от скорости и высоты полета легкого самолета.

Рис.7. Масса и километровый расход топлива по траектории полета легкого

самолета

Установлено, что противоизносные свойства всех образцов топлива АСКТ хуже, чем топлив ТС-1 и РТ. Дана рекомендация вводить в топливо АСКТ противоизносную присадку ДНК (ГОСТ13302-77), которая в концентрации 0,003% позволяет снизить износ элементов пары трения на приборе УПС-01М в 34 раза, до уровня авиакеросинов.

Исследование коррозионных свойств АСКТ проводились путем определения потери массы пластинок стали Ст.З и бронзы ВБ-23НЦ (табл. 3).

Таблица 3

Коррозия металла, г/м2

4часа при Т=90°С

Металл ТС-1 РТ АСКТ (Белозерный ГПЗ) АСКТ (Ноябрьский ГПЗ) АСКТ (Сургутский ГПЗ)

Сталь

углеродистая Ст.З 0,30 0,25 0 0 0

Бронза ВБ-23НЦ 0,7-1,33 1,2-1,7 0 0 0

Видно, что коррозионная агрессивность всех образцов АСКТ с противоизносной присадкой ДНК существенно ниже, по сравнению с реактивными топливами ТС-1 и РТ, что, видимо, обусловлено, меньшим содержанием сернистых соединений (до 0,002% в пересчете на серу для АСКТ против 0,25% для топлива ТС-1).

Воздействие АСКТ на уплотнительные материалы оценивалось по изменению свойств резин ИРП-1078 и ИРП -1078А после выдержки при Т=90°С при степени сжатия образцов 20%. Изменение свойств определялось через 5 часов. Результаты исследований показали, что топливо АСКТ влияет на свойства резин слабее, чем авиакеросин ТС-1.

В работе выполнено экспериментальное исследование сравнительных характеристик горения АСКТ на модельной камере сгорания (КС) испарительного типа. Использование КС испарительного типа позволило исследовать образование нагара в КС в одинаковой (паровой) фазе топлив, исключив влияние различий фазовых переходов у разных топлив. Эксперименты проводились на установке У-314И, которая предназначена для сравнительной оценки топлив по следующим характеристикам: полноте сгорания топлива и склонности топлива к нагарообразованию.

Рабочий процесс в испарительной камере сгорания не зависит от того, в каком виде топливо вводится в испарительные трубки - распыленном или в виде струйки, в связи с чем физические свойства топлива: плотность, вязкость, поверхностное натяжение - практически не оказывают влияния на характеристики горения в широком диапазоне режимов работы камеры, чего нельзя сказать о камере сгорания с центробежными форсунками. Это позволяет методически корректно и с большей точностью оценивать влияние химического состава топлива на характеристики горения.

Включение в конструкцию КС облегченного съемного стакана для оценки склонности АСКТ к нагарообразованию повышает точность и сходимость результатов определения количества нагара в связи с малым собственным весом стакана и расположением его в зоне повышенного нагарообразования.

Контрольный режим работы камеры при оценке нагарообразования (т^3^): расход воздуха 0,15±0,001 кг/с, коэффициент избытка воздуха а=4±0,1, температура воздуха Т=20±10°С на входе в КС, давление в КС Р=0,1 МПа.

Характеристики КС по коэффициенту избытка воздуха ас при подаче АСКТ производства Белозерного ГПЗ и, для сравнения, ТС-1, представлены на рис.8. Видно, что КС на АСКТ имеет более высокую полноту сгорания г; во всем диапазоне изменения я, чем на ТС-1. При обеднении топливо-воздушной смеси срывные характеристики КС также заметно улучшаются при подаче АСКТ. Это обусловлено тем, что при испарении АСКТ происходит увеличение объемного расхода топлива и, соответственно, обогащение топливо-воздушной смеси в испарительных трубках при неизменном общем коэффициенте избытка воздуха в КС, по сравнению с ТС-1. Это и способствует расширению диапазона устойчивого горения (а^Та — 26,7 против а^м = 14,6). Количество нагара, образовавшегося на стенках стакана при работе КС на образце АСКТ, оказалось примерно в 10 раз меньше, чем на топливе ТС-1 (тщ^ «4г против т1с_1 ^40г).

для двух видов топлива.

Этот эффект обусловлен отсутствием в АСКТ гетероатомных соединений, которые, будучи в составе топлива ТС-1, ухудшают его эксплуатационные свойства, т.е. повышают склонность к нагарообразоваиию.

Таким образом, применение АСКТ позволяет улучшить эксплуатационные характеристики ГТД, по сравнению с ТС-1. Данные по свойствам АСКТ были использованы для оценки топливной эффективности самолета Ил-76ТД.

Рассматривались 3 варианта полета: 1-е максимальной полезной нагрузкой, 2-е максимальной допустимой взлетной массой при максимальной заправке топливом и 3 - «перегоночный» полет (без нагрузки).

На рис.9-12 приведены результаты расчетов.

1

Вар^Ц Чч ТС.1-

\ ^Вар. 1

1 » \ * % л

* \ _ _ \

3000 4000 5000 6000 ,000~£пол, км

Рис.9. Зависимость максимальной массы полезной нагрузки от дальности полета

50

/

'3000 4000 5000 6000 70001.псш, КМ

Рис.10. Зависимость массы топлива от дальности полета

эффективности от дальности полета эмитированного СО2 от дальности полета

Показано, что максимальная дальность полета самолета на АСКТ при полной заправке и допустимой массе полезной нагрузки уменьшится на 18,4%, а дальность полета при максимальной заправке без полезной нагрузки («перегоночный» полет) снизится на 10,7% по сравнению с самолетом на ТС-1.

Самолет на АСКТ при полной заправке и допустимой массе нагрузки имеет практически такую же топливную эффективность (ТЭ), как на ТС-1.

Из-за меньшего содержания углерода в составе АСКТ и меньшего расхода топлива за счет повышенной массовой теплоты сгорания выбросы СО2 в атмосферу, по сравнению с ТС-1, за полет снижаются, но незначительно (на 4,7 %). Отметим, что выбросов серы и дымления на АСКТ практически нет, и стоимость летного часа на АСКТ значительно (в 1,5 раза) меньше, чем на ТС-1.

В Главе 4 приведены полученные данные экспериментальные данные по свойствам АСКТ в условиях реализации химического хладоресурса (термодеструкции) при высокотемпературном нагреве, а также результаты оценки эффективности применения АСКТ в высокоскоростных ЛА.

Хладоресурс АСКТ определялся экспериментально в условиях высокотемпературного нагрева (до 800°С) в трубчатых реакторах как при

18

Р=0,1МПа, так и при повышенных давлениях (Р-0,5-5,0МПа). АСКТ при нагреве свыше 600°С подвергался термическому разложению с поглощением дополнительного тепла (эндотермический эффект) и образованием Н2, СН4, С2Н6, СзН6, СзН8, С4П6, С4Н8, С4Ню. Эксперименты проводились на установке с реактором, выполненном из кварца для опытов при Ртах=0,1МПа, также из сплава ХН60ВТ для опытов при Ршах=5,0МПа, с измерением состава пирогаза на выходе из реактора. Установлено, что располагаемый (физический и химический) хладоресурс АСКТ при нагреве до 800°С составляет 4600кДж/кг, что существенно превышает потребный хладоресурс (2800-3000кДж/кг) для ЛА со скоростью полета М„=8.

Установлены зависимости долевого состава пирогаза от степени превращения и давления АСКТ в виде уравнений:

с^-^-ьг+ы+сг3), (2)

СГ+рР

где £?, — массовая доля / компонента; Р-давлсние, МПа; ^-степень превращения топлива, доли. Коэффициенты а,Ь,а,/1,у,С - эмпирические (приведены в диссертации). Исследована кинетика газообразования при термическом разложении АСКТ и предложено уравнение кинетики газообразования, позволяющее рассчитывать степень превращения, а, следовательно, состав (и, далее, теплофизические свойства продуктов деструкции) как функцию времени пребывания АСКТ в реакторе:

г^^к+кг1, (з)

где к, ¡1 - эмпирические параметры, Г - время пребывания (контакта), с.

При расчетах характеристик ЛА и СУ на стандартных топливах (ТС-1,РТ) свойства последних определяются, как правило, по справочникам. При исследовании возможности применения новых теплив, состав которых должен быть определен и оптимизирован, необходим прямой расчет свойств в широком диапазоне давлений и температур с учетом ограничений по эксплуатационным показателям.

С участием автора был разработан алгоритм, который позволяет производить расчет теплофизических (теплота сгорания, плотность, давление насыщенных паров, энтальпия, теплоемкость, теплота испарения и др.) и переносных (вязкость, теплопроводность и др.) свойств как индивидуальных веществ (Н2, н-парафины СпН2п+2), так и теплив ТС-1, РТ, СЖТ, АСКТ, СПГ), с учетом термического разложения.

Теплофизические свойства АСКТ при анализе высокоскоростного ЛА рассчитывались с учетом химических реакций термодеструкции. При этом ряд теплофизических свойств АСКТ, определенных расчетным путем, сравнивался с экспериментальными данными, полученными по ГОСТ17310-83 (плотность), ГОСТ10062-75 (низшая массовая теплота сгорания), ГОСТЗЗ-2000 (кинематическая вязкость), что позволило верифицировать математическую модель топлива.

Располагаемый хладоресурс АСКТ, отнесенный к его теплоте сгорания, оказался близким (13.6%) к относительному хладоресурсу жидкого водорода

(15.8%). Масса АСКТ, которая может поместиться в топливном баке одной и той же емкости, в 1,4 раза превосходит соответствующую массу метана и в 12 раз -массу водорода.

Для оценки влияния топлива АСКТ на ЛТХ высокоскоростного ЛА были проведены сравнительные расчеты основных параметров ГЛА «ИГЛА» (табл.4). Расчеты выполнялись для геометрически подобных ГЛА с одинаковой стартовой массой 2100кг. Предполагалось, что ГЛА совершает полеты по траектории с углом атаки 4°, при постоянном воздушном скоростном напоре 50 - 60 кПа.

Таблица 4

Параметры АСКТ Жидкий водород

Скорость сброса с самолета-носителя, М 1,7 1,7

Высота сбрасывания, км 12 12

Скорость в момент прекращения работы ускорителя, М 4,5 4,5

Масса топлива в ускорителе, кг 770 770

Масса топлива в ГЛА, кг 308 143

Объем, занимаемый топливом, л 528 2040

Время работы ускорителя, с 85 87

Время работы двигателей ГЛА, с 484 363

Конечная скорость полета, М 8 8

Длина ГЛЛ (без ускорителя), м 6,8 13,9

Масса полезной нагрузки, кг 355 238

Дальность полета, км 1252 954

Как следует из табл.4, применение эндотермически разлагаемого АСКТ вместо жидкого Н2 приводит к сокращению габаритов ЛА в 2 раза. Масса полезного груза оказывается в 1,5 раза больше, а дальность полета - в 1,3 раза больше (при этом стоимость 1кг АСКТ в 3 раза меньше стоимости 1кг авиационного керосина и в 40 раз меньше стоимости 1кг жидкого водорода).

При проведении расчетов, представленных в табл.4, предполагалось, что в двигателях ЛА при увеличении скорости полета до М = 8 будет реализован режим горения в сверхзвуковом потоке с полнотой сгорания 90%.

Переход к режиму горения в сверхзвуковом потоке требует значительного увеличения скорости воздушного потока через двигатель. Это, с одной стороны, приводит к возрастанию тепловых потоков по всей длине двигателя, а, с другой стороны, требует резкого сокращения времени на протекание химических реакций, связанных с горением. Термодеструкция АСКТ в каналах системы охлаждения способствует решению этих проблем. С одной стороны, поглощение тепла при разложении АСКТ обеспечивает охлаждение двигателя, а с другой, при разложении АСКТ образуется значительное количество Н2, который занимает заметный объем в продуктах разложения топлива (см. табл.5), в которой приведены парциальные давления продуктов разложения топлив ЖЖРА11-12, АСКТ).

Таблица 5

Исходное топливо Пирогаз,%

Н2 СН, С2... (С2Н}, С2н6) Сз... (СзН/,, С3Н8) С4... (С4н6) С4Н8) с5... (С5Н10, С5н12)

ШЯР АЯ- 12 0,92 11,5 37,6 31,7 14,0 4,28

АСКТ 14 32 30 21 1 2

Обогащение продуктов разложения водородом увеличивает скорость горения топлива и создает предпосылки для увеличения полноты сгорания при переходе к режиму сверхзвукового горения.

Таким образом, возможности, открывающиеся при использовании АСКТ в высокоскоростных (М>6) ЛА делают целесообразной разработку новых концепций развития авиации с предельно высокими скоростями полета (рис.13). Для сравнительного анализа возможностей применения новых топлив в ГЛА необходимо сравнивать ЛТХ, учитывая полетное задание, размеры и массу ГЛА.

Н, км

-

X 43 Ру-8Ьл > /

* .ГЛЛ -Холод] 1991 ГЛА'ИГЛА' * • ГЛЛ 'Холм] 1992 о / 1 г) + • ГЛЛ'Хоаае])»» глк<?£Я -А

НУТЕХ"" '

к''

1 ■ 1 • 1

О 4 8 12 м

Рис.13. Диапазоны высот и скоростей полета для различных Л А.

ВЫВОДЫ

Выполненные в работе исследования и полученные результаты позволили сформулировать следующие выводы.

1. Усовершенствована математическая модель системы «ЛА-СУ-Т» путем увеличения номенклатуры топлив и их компонентов и введения системы управления большими массивами инженерных данных для оценки эффективности применения альтернативных топлив в летательных аппаратах.

2. Созданы первые отечественные опытные образцы авиационных СЖТ из природного газа и исследованы их физико-химические и эксплуатационные свойства. Эти топлива обладают более высокими эксплуатационными характеристиками, по сравнению с топливами ТС-1 и РТ, что позволяет

повысить ресурс и надежность эксплуатации авиационных ГТД, снизить дымность выхлопа и устранить выбросы сернистых соединений в окружающую среду. Совершенствование технологии производства СЖТ из газового сырья для авиационных ГТД следует рассматривать как одно из приоритетных направлений инновационного развития.

3. Средние и тяжелые транспортные самолеты Ил-76ТД и Ан-124 на СЖТ из газа имеют более высокую топливную эффективность по сравнению с ТС-1 - в среднем на 18% и 10% при эксплуатации их с коммерческой полезной нагрузкой. Летно-технические характеристики самолетов на СЖТ практически такие же, как и на авиакеросине.

4. Рациональный состав АСКТ для транспортных самолетов разной грузоподъемности (от 20 до 120 тонн) практически одинаков: н-пентан -5158,2%, н-гексан - 4,7-5,1%, изо-гексан - 17,1-22,8% и н-гептан - 18,1-21,3%. Полученные данные по долевому составу АСКТ использованы для разработки технических условий на новое авиатопливо.

5. Самолет на АСКТ при полной заправке и максимально допустимой нагрузке имеет практически такую же топливную эффективность (ТЭ), как на ТС-1. Максимальная дальность полета самолета на АСКТ при полной заправке и допустимой массе нагрузки меньше на 18,4%.а дальность полета при максимальной заправке без полезной нагрузки («перегоночный» полет) меньше на 10,7% по сравнению с самолетом на ТС-1. Эмиссия С02 в атмосферу при полете на АСКТ практически такая же, как на ТС-1. Эмиссии серы и дымления нет. Стоимость летного часа самолета на АСКТ в 1,5 раза меньше, чем на топливе ТС-1.

6. Созданы первые опытные образцы топлива АСКТ и исследованы его физико-химические и эксплуатационные свойства. Противоизносные свойства АСКТ уступают противоизносным свойствам топлив ТС-1 и РТ примерно в 2-3 раза. Для улучшения противоизносных свойств рекомендовано вводить в АСКТ присадку ДНК (ГОСТ 13302-77) в концентрации 0,003%(масс), что позволяет снизить износ элементов пары трения (на установке УПС-01М) до уровня топлив ТС-1 и РТ. Коррозионная агрессивность топлива АСКТ с присадкой ДНК (0,003% масс.), а также совместимость АСКТ с нитрильными резинами ИРП-1078 и ИРП-1078А оказались заметно лучше, чем у топлив ТС-1 и РТ.

7. Полнота сгорания АСКТ в модельной камере сгорания испарительного типа оказалась выше, чем у топлива ТС-1, во всем рабочем диапазоне значений коэффициента избытка воздуха, срывные характеристики камеры при обеднении топливо-воздушной смеси заметно лучше

— 2 6,7 против а^ - 14-,б), а нагарообразование примерно в 10 раз меньше. Применение АСКТ в авиационных ГТД позволяет улучшить их эксплуатационные характеристики (ресурс топливных агрегатов и камеры сгорания, отсутствие дымности и выбросов сернистых соединений), по сравнению с топливами ТС-1 и РТ.

8. При нагреве АСКТ до температуры 600°С начинается термическое разложение с образованием легких газообразных продуктов (Н2, СЕЦ, С2Н6, СзН6, С3Н8,

С4Н6, С4Н8, С4Н10). При температуре 800°С ЛСКТ полностью превращается в эти газообразные продукты (степень превращения Z-»l). Коксообразование при этом отсутствует. Предложены уравнения для расчета состава пирогаза, образующегося при термическом разложении АСКТ, в широком диапазоне параметров: давление Р = 0,1-5-5,0 МПа, время контакта т = 0,2-2,0 с, степень превращения Z = 0-И. 9. Тепловой эффект реакции разложения АСКТ достигает ~ 2700 кДж/кг, а потенциальный располагаемый (физический и химический) хладоресурс ~ 4600 кДж/кг при температуре 800°С, что составляет ~13% от теплоты сгорания, и существенно превышает потребный (2800-3000 кДж/кг) хладоресурс топлива для гиперзвуковых J1A с ВРД при числе Маха полета Мп=6.

Таким образом, получены результаты, составляющие научно-технический задел для разработки инновационных технологий по модернизации существующих и разработки новых самолетов и силовых установок на альтернативных топливах.

ОСНОВНЫЕ ПУБЛИКАЦИИ ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИИ

Публикации в изданиях, рекомендованных ВАК:

1. A.B. Луковников, В.В. Разносчиков, МЛ. Яновская. Выбор и оптимизация состава авиационных газовых и сконденсированных топлив по критериям эффективности летательного аппарата // Вестник Московского авиационного института (государственного технического университета).-2010,-№37.-15с.

2. A.B. Луковников, Р.В.Ефремов, В.В. Разносчиков, МЛ. Яновская. Выбор и оптимизация типа и состава топлива для перспективного легкого транспортного самолета // Вестник Казанского государственного технического университета им. А.Н.Туполева. -2010. №1, С. 14-20.

3. Алтунин В.А., Алтунин К.В., Галимов Ф.М., Гортышов Ю.Ф., Дресвянников Ф.Н., Яновская МЛ. Анализ способов борьбы с осадкообразованием при эксплуатации энергоустановок на жидких углеводородных горючих // Вестник Казанского государственного технологического университета. -2010. №8. С.96-103.

4. Разносчиков В.В., Яновская МЛ. Оптимизация состава авиационного сконденсированного топлива для транспортных самолетов // Международный научно-технический журнал «Авто-газо-заправочный Комплекс + Альтернативное топливо». -2010, №4(52), С. 11-14.

5. Разносчиков В.В., Яновская МЛ. Оценка эффективности применения синтетических жидких топлив из альтернативного (ненефтяного) сырья на транспортных самолетах //Транспорт на альтернативных топливах, 2011, №2 (в печати).

Публикации в других изданиях:

6. Харин A.A., Федорченко Ю.П., Яновская МЛ. Разработка системы управления инженерными данными междисциплинарного анализа прочностных и аэродинамических расчетов элементов ГТД II 5-я Научно-техническая конференция студентов, аспирантов и молодых специалистов. Тезисы докладов. -М.: РГУИТП, 2008.-С.88.

7. Буюкли Т.В., Федорченко Ю.П., Яновская М.Л. Система управления процессом инженерного анализа лопатки вентилятора ТРДД на основе приложения МБС^тМапасег. / 2-я Всероссийская конференция молодых ученых, специалистов и студентов «Информационные технологии в авиационной и космической технике-2009» Тезисы докладов. -М.:МАИ,2009.-С.39.

8. Мартыненко С.И., Яновская М.Л. Физический подход к разработке компьютерных алгоритмов для решения уравнений Навье-Стокса и их приложение в исследовании реактивных двигателей/ Математическое моделирование и вычислительная физика (ММСР'2009). Тезисы докладов Международной научной конференции. - Дубна: ОИЯИ, 2009. - С.29-30

9. Федорченко Ю.П., Яновская МЛ. Система управления процессом инженерного анализа (на примере элементов двигателя самолета) / VI Международный аэрокосмический конгресс 1АС09/ Тезисы докладов. -М.:МГУ.

2009.-С.38.

10. Буюкли Т.В., Федорченко Ю.П., Яновская МЛ. Технология управления инженерными данными (на примере элементов газотурбинного двигателя)/ 8-я Международная научно-технической конференция «Авиация и космонавтика-2009»/ Тезисы докладов. - М.-.МАИ, 2009.-С. 205-206.

11. Яновская МЛ. «Система управления данными инженерного анализа элементов системы «Самолет-Двигатель»» / Международная молодежная научная конференция «36-е Гагаринские Чтения». Тезисы докладов. -М.:МАТИ, 2010-С.102.

12. Яновская МЛ. Система управления данными и процессами инженерного анализа элементов системы «Самолет-Двигатель»/ XXII Всероссийская межвузовская конференция «Электромеханические и внутрикамерные процессы в энергетических установках, струйная акустика и диагностика, приборы и методы контроля природной среды, веществ, материалов и изделий»/ Сборник докладов, часть 2. - Казань: Изд. «Отечество», 2010.-С.7-9.

13. Алтунин К.В., Монда В.А., Щиголев А.А., Яновская М.Л. Особенности тепловых процессов в технологических и энергетических установках на жидких углеводородных горючих // VI Всероссийская научная студенческая конференция «Интенсификация тепло- и массообменных процессов в химической технологии». КГТУ-КХТИ. Секция «Теплообмен и теплофизические свойства веществ» (22-27 ноября 2010г.).- Казань: Изд. «Бутлеровское наследие», 2010.- С.20.

14. Алтунин К.В., Яновская МЛ. Разработка перспективных способов борьбы с негативным процессом осадкообразования в топливно-охлаждающих каналах энергоустановок, технических и технологических систем // Материалы Научно-технической конференции молодых специалистов и ученых, посвященной Дню ракетных войск и артиллерии. - Казань: ГосНИИ химических продуктов,

2010.-С.35.

15.Алтунин В.А., Алтунин К.В., Дресвянников Ф.Н., Гортышов Ю.Ф., Яновская МЛ.Проблемы внутрикамерных тепловых процессов в авиационных, аэрокосмических и космических энергоустановках многоразового использования/ Международный научный семинар «Проблемы моделирования и динамики сложных междисциплинарных систем»/Сб.тезисов докладов. - Казань: КГТУ им.А.Н.Туполева,2010.-С 10.

Подписано в печать:

04.03.2011

Заказ №5133 Тираж -100 экз. Печать трафаретная. Объем: 1 усл.п.л. Типография «11-й ФОРМАТ» ИНН 7726330900 115230, Москва, Варшавское ш., 36 (499) 788-78-56 \vww.autoreferat. ги

Обозначения и сокращения.

Введение.

Глава 1. Обзор. Перспективы и опыт применения альтернативных топлив из газа в авиации.

1.1 Топлива, получаемые из природного газа.

1.2 Топлива, получаемые из нефтяного газа.

1.3 Системный подход к решению задачи выбора топлива для JIA.

Выводы к Главе 1.

Глава 2. Результаты исследований авиационных альтернативных жидких топлив, синтезированных из газового сырья.

2.1 Разработка опытных образцов синтетического жидкого топлива и экспериментальные исследования их свойств.

2.2 Оценка эффективности применения синтетических жидких топлив на транспортных самолетах.

Выводы к Главе 2.

Глава 3. Разработка и исследование топлива АСКТ для газотурбинных двигателей и оценка эффективности его применения в транспортных самолетах.

3.1 Выбор и оптимизация состава АСКТ в системе «самолет-двигатель-топливо»

3.2 Определение физико-химических свойств образцов топлива АСКТ.

3.3 .Исследование противоизносных свойств топлива АСКТ.

3.4 Исследование совместимости топлива АСКТ с конструкционными и уплотнительными материалами.

3.4.1 Совместимость с металлами.*.

3.4.2 Совместимость с уплотнительными материалами.

3.5 Исследование характеристик горения АСКТ в камере сгорания.

3.6 Расчет зависимостей максимальных полезных нагрузок от дальности полета транспортного самолета на АСКТ.

Выводы к Главе 3.

Глава 4 Потенциальный (располагаемый) хладоресурс топлива

АСКТ и его применение в высокоскоростных летательных аппаратах.

4.1 Экспериментальная установка и методы исследований.

4.2 Газообразование при термическом разложении АСКТ.

4.3 Тепловые эффекты реакций и хладоресурс АСКТ.

4.4 Кинетика газообразования при термическом разложении АСКТ.

4.5 Оценка эффективности применения АСКТ в высокоскоростных ДА.

Выводы к Главе 4.

Выводы.

Актуальность работы. В последние годы весьма актуальной стала общемировая проблема замены нефти, из которой производится примерно 99% моторных топлив, на другие, альтернативные, виды сырья. В качестве наиболее перспективного сырья рассматривается, прежде всего, газ, мировые ресурсы которого огромны. При этом запасы газа в России составляют более 40% мировых ресурсов. Газ, как в сжиженном, так и в компримированном состояниях, а также жидкие горючие, полученные из него посредством переработки, в настоящее время используются в качестве моторных, в.т.ч. авиационных, топлив (компании BP, Shell, Exxon Mobil и др.)

Газовые топлива и жидкие топлива из газа обладают повышенной, по сравнению с авиакеросином, массовой теплотой сгорания (на 5%), лучшими экологическими характеристиками (по выбросам NOx, SOx, CnHm) и хладоресурсом. В них отсутствуют гетероатомные соединения и механические примеси, нет свободной воды, что обусловливает возможность значительного увеличения ресурса авиационных двигателей при использовании газовых топлив. Кроме того, себестоимость авиагаза значительно (~ в 4 раза) ниже, чем стоимость авиакеросина. Все это в значительной мере предопределяет интерес в настоящее время к оценке перспектив применения газовых топлив в авиации.

В нашей стране впервые в мире проведена эксплуатация под наблюдением самолета Ту-155 (1989г.) на сжиженном природном газе (СПГ) и вертолета Ми-8ТГ (1988г.) на сконденсированном газовом (бутановом) топливе. Было показано, что перевод авиации на эти виды топлива принципиально возможен.

За рубежом (США, Европа) в последние годы созданы синтетические жидкие авиатоплива (СЖТ) из природного газа, проведены с положительными результатами летные испытания авиатехники на СЖТ.

Выпущена спецификация АБТМ 07566 на синтетические авиатоплива; США к 2014 г. планируют сертифицировать весь парк ЛА ВВС на этих топливах, а к 2016г. — удовлетворить потребности ВВС в СЖТ (за счет смесей 50:50 с реактивным топливом 1Р-8).

В России отсутствует производство авиационного СЖТ, и лишь недавно были созданы опытные образцы СЖТ из природного газа, однако данные по их эксплуатационным свойствам и эффективности применения в отечественных летательных аппаратах (ЛА) отсутствуют.

Остался также ряд нерешенных задач, связанных с оценкой эффективности ЛА, работающих на сжиженных углеводородных газах, а также с определением параметров силовой установки (СУ) в составе системы «ЛА-СУ-Топливо» («ЛА-СУ-Т»), с выбором оптимального состава АСКТ, представляющего собой смесь углеводородов от С3 до Сю, и определением его эксплуатационных свойств.

Сырьем для получения АСКТ является попутный нефтяной газ (ПНГ), который в нашей стране при добыче нефти просто сжигается. Поэтому одновременно с решением проблемы внедрения АСКТ в авиацию улучшается ресурсосбережение. АСКТ, состоящее, в основном, из смеси предельных углеводородов в разных сочетаниях, позволяет создавать требуемые для авиации составы с заданными (или оптимальными) плотностью и теплотворностью, с учетом имеющихся в стране сырьевых и производственных возможностей.

Оценка эффективности системы «ЛА-СУ-Т» на новых видах топлива, состав которых следует определить, требует определения эксплуатационных свойств топлив и применения математических моделей системы «ЛА-СУ-Т».

Решение этих задач позволит, во-первых, вовлечь дополнительные сырьевые ресурсы (газ) России для производства авиатоплив и снизить зависимость потребителей от поставок нефтяных топлив, во-вторых, внедрить систему оценки эффективности сложных систем «ЛА-СУ-Т», втретьих, создавать конкурентоспособную авиатехнику нового поколения с улучшенными эксплуатационными и экологическими показателями.

Объект диссертационного исследования — образцы нового альтернативного (ненефтяного) синтетического жидкого топлива СЖТ, произведенного из природного газа, а также авиационного сконденсированного топлива АСКТ нового состава.

Предмет исследования - эксплуатационные свойства образцов альтернативных (нефтяных) топлив из газового сырья и эффективности их применения в транспортных самолетах с газотурбинными двигателями (ГТД), а также в высокоскоростных аэрокосмических ЛА.

Цель диссертационного исследования - улучшение эксплуатационных и экологических показателей отечественной авиатехники за счет применения альтернативных топлив из газового сырья.

Для достижения цели были поставлены следующие задачи:

- усовершенствовать математическую модель системы «ЛА-СУ-топливо» путем расширения номенклатуры компонентов различных топлив;

- разработать и создать опытные образцы новых альтернативных топлив СЖТ и АСКТ;

- экспериментально исследовать эксплуатационные свойства СЖТ и АСКТ (термоокислительная стабильность, совместимость с конструкционными и уплотнительными материалами, противоизносные свойства, характеристики горения в камере сгорания, хладоресурс);

- выполнить расчеты физико-химических и теплофизических свойств альтернативных топлив в широком диапазоне давлений и температур, в том числе с учетом возможности реализации химического хладоресурса;

- определить эффективность применения СЖТ в качестве топлива для транспортных самолетов;

- определить эффективность применения АСКТ в качестве топлива для транспортных самолетов и высокоскоростных летательных аппаратов.

Диссертация;' состоит из Введения, четырех Глав, Выводов, Заключения, Библиографического списка использованной литературы и Приложения. . '

Выводы

На основании проведенного анализа научно-технической литературы, выполненных экспериментальных и расчетных исследований свойств альтернативных (ненефтяных) синтетических жидких топлив СЖТ из газа и авиационного сконденсированного топлива АСКТ и оценки эффективности их применения в авиационной технике можно сделать следующие выводы.

1. Усовершенствована математическая модель системы «ЛА-СУ-Т» путем увеличения номенклатуры топлив и их компонентов и введения системы управления большими массивами инженерных данных для оценки эффективности применения альтернативных топлив в летательных аппаратах.

2. Созданы первые отечественные опытные образцы авиационных СЖТ из природного газа и исследованы их физико-химические и эксплуатационные свойства. Эти топлива обладают более высокими эксплуатационными характеристиками, по сравнению с топливами ТС-1 и РТ, что позволяет повысить ресурс и надежность эксплуатации авиационных ГТД, снизить дымность выхлопа и устранить выбросы сернистых соединений в окружающую среду. Совершенствование технологии производства СЖТ из газового сырья для авиационных ГТД следует рассматривать как одно из приоритетных направлений инновационного развития.

3. Средние и тяжелые транспортные самолеты Ил-76ТД и Ан-124 на СЖТ из газа имеют более высокую топливную эффективность по сравнению с ТС-1 - в среднем на 18% и 10% при эксплуатации их с коммерческой полезной нагрузкой. Летно-технические характеристики самолетов на СЖТ практически такие же, как и на авиакеросине.

4. Рациональный состав АСКТ для транспортных самолетов разной грузоподъемности (от 20 до 120 тонн) практически одинаков: н-пентан -51-58,2%, н-гексан - 4,7-5,1%, изо-гексан - 17,1-22,8% и н-гептан - 18,1

21,3%. Полученные данные по долевому составу АСКТ использованы для разработки технических условий на новое авиатопливо.

5. Самолет на АСКТ при полной заправке и максимально допустимой нагрузке имеет практически такую же топливную эффективность (ТЭ), как на ТС-1. Максимальная дальность полета самолета'на АСКТ при полной заправке и допустимой массе нагрузки меньше на 18,4%.а> дальность полета при максимальной заправке без полезной нагрузки («перегоночный» полет) меньше на 10,7% по сравнению с самолетом на ТС-1. Эмиссия СОг в атмосферу при полете на АСКТ практически такая же, как на ТС-1. Эмиссии серы и дымления нет. Стоимость летного часа самолета на АСКТ в 1,5 раза меньше, чем на топливе ТС-1.

6. Созданы первые опытные образцы топлива АСКТ и исследованы его физико-химические и эксплуатационные свойства. Противоизносные свойства АСКТ уступают противоизносным свойствам топлив ТС-1 и РТ примерно в 2-3 раза. Для улучшения противоизносных свойств рекомендовано вводить в АСКТ присадку ДНК (ГОСТ 13302-77) в концентрации 0,003%(масс), что позволяет снизить износ элементов пары трения (на установке УПС-01М) до уровня топлив ТС-1 и РТ. Коррозионная агрессивность топлива АСКТ с присадкой ДНК (0,003% масс.), а также совместимость АСКТ с нитрильными резинами ИРП-1078 и ИРП-1078А оказались заметно лучше, чем у топлив ТС-1 и РТ.

7. Полнота сгорания АСКТ в модельной камере сгорания испарительного типа оказалась выше, чем у топлива ТС-1, во всем рабочем диапазоне значений коэффициента избытка воздуха, срывные характеристики камеры при обеднении топливо-воздушной смеси заметно лучше ас££а — 2 6,7 против (ХсръТе^ — 14,6), а нагарообразование примерно в 10 раз меньше. Применение АСКТ в авиационных ГТД позволяет улучшить их эксплуатационные характеристики (ресурс топливных агрегатов и камеры сгорания, отсутствие дымности и выбросов сернистых соединений), по сравнению с топливами ТС-1 и РТ.

8. При нагреве АСКТ до температуры 600°С начинается термическое разложение с образованием легких газообразных продуктов (Н2, СН4, С2Нб, С3Нб, С3Н8, С4Н6, С4Н8, С4НШ). При температуре 800°С АСКТ полностью превращается в эти газообразные продукты (степень превращения Ъ—>1). Коксообразование при этом отсутствует. Предложены уравнения для расчета состава пирогаза, образующегося при термическом разложении АСКТ, в широком диапазоне параметров (давление Р = 0,1-^5,0 МПа, время контакта т = 0,2-2,0 с, степень превращения Ъ = 0-И), которые включены в математическую модель системы «ЛА-СУ-Т».

9. Тепловой эффект реакции разложения АСКТ достигает ~ 2700 кДж/кг, а потенциальный располагаемый (физический и химический) хладоресурс ~ 4600 кДж/кг при температуре 800°С, что составляет ~13% от теплоты сгорания, и существенно превышает потребный (2800-3000 кДж/кг) хладоресурс топлива для гиперзвуковых ЛА с ВРД при числе Маха полета Мп=6.

Заключение

Проведенные исследования дают основание утверждать о технико-экономической и экологической целесообразности применения СЖТ и АСКТ в транспортной авиации. Применение этих топлив в авиационных ГТД позволит улучшить их эксплуатационные и эмиссионные показатели и не создаст дополнительных сложностей при эксплуатации по сравнению с топливами ТС-1 и РТ.

Возможность реализации химического хладоресурса АСКТ без коксоотложений делает целесообразной разработку ГЛА с ГПВРД на этом топливе. Необходимо создание масштабной модели ГЛА -экспериментального демонстратора возможности применения АСКТ как перспективного топлива для высокоскоростных летательных аппаратов (М>6) с воздушно-реактивными двигателями. При этом следует сравнивать летно-технические характеристики ЛА в критериях полетного задания.

Выполненные исследования позволили создать научно-технический задел в области инновационных технологий по модернизации существующих и разработке новых самолетов и силовых установок на альтернативных (ненефтяных) топливах.

1. Бакулин В.Н., Брещенко Е.М., Дубовкин Н.Ф., Фаворский О.Н. Газовые топлива и их компоненты. Свойства, получения, применение, экология: Справочник. М.: Изд. дом МЭИ, 2009. - 614 с.

2. Васильев Ю.Н., Гриценко А.И., Золотаревский JT.C. Транспорт на газе. -М.:Недра, 1992. -342с.

3. Боксерман Ю.И., Мкртычан Я.С., Чирков К.Ю. Перевод транспорта на газовое топливо.-М.:Недра, 1988. -220с.

4. Мкртычан Я.С., Рачевский Б.С. // Газовая промышленность. 1988 №11. С.56-57.

5. Емельянов В.Е., Крылов И.Ф. Альтернативные экологически чистые топлива для автомобилей. -М.: ACT, Астрем, 2004. -128с.

6. Белоусенко В.А. Перспективы внедрения газомоторного топлива // ГАЗтранспортИНФО. -№2, 1998. -14с.

7. Терентьев Г.А., Тюков В.М., Смаль В.Ф. Моторные топлива из альтернативных сырьевых ресурсов. -М.:Химия, 1989. -272с.

8. Hough G. // Petroleum Economist. 1989. -V.51. -№10.-Р.439.

9. Зарубежная информация //Обз.-аналит.инф.-М.:000»ИРЦ Газпром», 2003.№2. -С.21-22; 2003, №4. -С.З.

10. Борисов В.Д. Материалы международного семинара «Сжиженный природный газ моторное топливо. Состояние, перспективы, задачи». Санкт-Петербург, Лентрансгаз, РАО «Газпром», 02-03 июля 1998.

11. Яновский Л.С., Дмитренко В.П., Дубовкин Н.Ф. и др. Основы авиационной химмотологии. -М.:МАТИ, 2005. -680с.

12. Каримов А.Х. Криогенная авиация: реальность и перспективы: Материалы III Научно-технической конференции. -М.:ВВИА им.Н.Е.Жуковского. -М.:ВВИА, 1996.

13. Бармин И.В., Кунис И.Д. Сжиженный природный газ вчера, сегодня, завтра / Под ред. А.М.Архарова. -М.:Изд-во МГТУ им.Н.Э.Баумана, 2009. -256с.

14. Гущин С.А., Резников М.Е. Предварительная оценка потребностей заправки и допустимой стоимости криотоплив для реальных самолетов различных типов / Материалы III Научно-технической конференции ВВИА им.Н.Е.Жуковского. -М.:ВВИА, 1996.

15. Пресс-релиз ОАО «Туполев». Авиационная криогенная программа. -М. 1994.

16. Flight Tests Using Natural Gas as Helicopter Fuel. //Plane and Pilot. 1985. V.21.№6.-P.10.

17. Лушанский B.E., Маврицкий В.И., Зайцев В.П. и др. /В сб. «Материалы 1-й Всесоюзной НТК по экономии топливо-энергетических ресурсов на воздушном транспорте» -М.:ГосНШТГА, 1984. -С.157-163.

18. Alternative Fuels Research Laboratory Construction Completed / NASA/TM-2008-215054/-2008. Обозрение «Авиационное двигателестроение» №37, сентябрь 2009. 12с.

19. Терентьев Г.А., Тюков В.М., Смаль Ф.В. Моторные топлива из альтернативных сырьевых ресурсов. -М.:Химия, 1989, -272с.

20. Flight, 2009, 31/111-9/1V,V. 175,N5182,Р.23

21. Бурмистров O.A., Малышев Д.А., Середа A.B. и др. Результаты исследований качества образца авиационного синтетического жидкого топлива/ В сб.Трудов ЦИАМ «Проблемы ПВРД и химмотологии». — М.:ЦИАМ, 2010, -125с.

22. Арутюнов А.И., Дубовкин Н.Ф., Зайцев В.П. /В сб. «Материалы 1-й Всесоюзной НТК по экономии топливо-энергетических ресурсов на воздушном транспорте.» -М.:ГосНИИГА, 1984.

23. Яновский. JI.C., Зайцев В.П. Преимущества газового топлива АСКТ по сравнению с реактивным топливом ТС-1 // Авиаглобус, 2010, №2(130). -С.26-29.

24. Байков A.B., Дубовкин Н.Ф., Семенов B.JI. Новые топлива для авиационно-космических систем // Техника воздушного флота, 2007.№5-6. -С.45-49.

25. Арьков О.Ф., Виленский Г.Я., Дубовкин Н.Ф. и др. /В сб. «Проблемы энергетики воздушного транспорта. (Материалы Всесоюзной научно-практической конференции). Тр. ЦИАМ №1272. -М.:ЦИАМ,1989. -С.252-270.

26. Луковников A.B. Формирование технического облика силовых установок ЛА //Полет, №7, 2007, С.28-38.

27. Коральник Б.Н., Баркалова Л.Д. Методика и программа приближенного расчета веса ГЛА и СУ по статистическим зависимостям (на основании иностранных материалов) // Технич.отчет ЦИАМ №9956. -М.-ЦИАМ им. П.И.Баранова, 1983.

28. Гриценко H.A., Икрянников Е.Д. Расчет аэродинамических характеристик ЛА: Учебное пособие. -М.: Изд. ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1994. 259 с.

29. Луковников A.B. Концептуальное проектирование силовых установок летательных аппаратов в многодисциплинарной постановке // Вестник МАИ, Т.15,№ 3,2008.-С. 34-43.

30. Нечаев Ю.Н., Полев A.C., Луковников A.B. и др. Методология и результаты исследования эффективности силовых установок гиперзвуковых летательных аппаратов, использующих различные топлива // Авиакосмическая техника и технология, №2, 1999.

31. Антонов A.B. Системный анализ. -M.: Высшая школа, 2006. 454 с.

32. Веб-ресурс «National Institute of Standards and Technology» -http://www.nist.gov.

33. Веб-ресурс компании «IOSO Technology Center» -http://www.iosotech.com.

34. Колчин А.Ф., Овсянников M.B., Стрекалов А.Ф., Сумароков C.B. Управление жизненным циклом продукции. -М.:Анахарсис, 2002.

35. CALS (Continuous Acquisition and Life cycle Support непрерывная информационная поддержка жизненного цикла продукции) в авиастроении / Под ред. А.Г.Братухина. -М.:Изд-во МАИ, 2002

36. Клочков В.В. Организация конкурентоспособного производства и послепродажного обслуживания авиадвигателей. -М.: Экономика и финансы, 2006. -464с.

37. Судов Е.В. Интегрированная информационная поддержка жизненного цикла машиностроительной продукции. Принципы. Технологии. Методы. Модели. -М.: Издательский дом «МВМ», 2003.

38. Авиастроение: Летательные аппараты, двигатели, системы, технологии/ Под ред. А.Г.Братухина. -М.Машиностроение, 2000.

39. Информационные технологии в наукоемком машиностроении: Компьютерное обеспечение индустриального бизнеса. / Под ред. А.Г.Братухина. -Киев: Техшка, 2001

40. Современные технологии в производстве газотурбинных двигателей/ Под. ред. А.Г.Братухина, Г.КЛзова, Б.Е.Карасева.-М.Машиностроение, 1997

41. Российская энциклопедия CALS. Авиационно-космическое машиностроение/Гл.ред. А.Г.Братухин. -М.:«НИЦ АСК» , 2008

42. Бухаркин А.К. Каталитические свойства металлов и сплавов в процессе пиролиза углеводородов. -М.:Издательство «Техника», 2001. -240с.

43. Мовсумзаде Э.М., Полетаева О.Ю., Муслим-заде М.Д. Авиационное топливо: XIX-XX вв. -М.:Химия, 2006. -222с.

44. Дубовкин Н.Ф., Яновский JI.C., Галимов Ф.М. и др. Авиационные криогенные углеводородные топлива. -Казань:Изд.АБАК, 1998. -255с.

45. Киришев Е.Л., Мусабаев Т.А., Харин А.А. и др. Синтетические (ненефтяные) топлива для авиационных двигателей. Учебное пособие. -М.:РРУИТП, 2008: -58с:

46. Егоров И.Н., Тюленев В.П., Павленко В.Ф. и др. Методы непрямой статистической оптимизации на основе самоорганизации и, их использование в оптимизационных задачах авиационных ГТД: Деп.ВИНИТИ 24.04.89. N 2622 - В89. 324с.

47. Hendricks, Robert С. Авиационное топливо: экологически более чистый подход (Aviation Fueling: A Cleaner, Greener Approach) Обозрение «Авиационное двигателестроение», №30, 2010. -С.8.

48. Киришев E.JL, Попов В.Г., Яновский U.C. Влияние качества горючесмазочных материалов на работоспособность авиационных газотурбинных двигателей . Уч.пособие. -М.:МАТИ, 2008. -102с.

49. Киришев E.JL, Попов В.Г., Яновский JI.C. Топливомасляные системы и агрегаты авиационных газотурбинных двигателей и влияние качества горюче-смазочных материалов на их работоспособность. -М. :РГУИТП, 2007. -с.94.

50. Скибин В.А., Темис Ю.М. Математическое моделирование и автоматизация проектирования турбомашин / В кн. Информационные технологи в наукоемком машиностроении. -Киев.:Техника. -2001. С.273-288.

51. Веб-ресурс корпорации MSC.Software www.mscsoftware.ru

52. Веб-ресурс Международной Ассоциации Воздушного Транспорта -http://www.iata.org/

53. Веб-ресурс ООО «Юрд-Центр» Объединенный центр исследований и разработок транспорта - http://www.yrd.mpi.ru/

54. Братухин А.Г., Луковников A.B., Разносчиков В.В. и др. Оценка эффективности пассажирских самолетов на сжиженном природном газе. //Авиационная промышленность. 2010, № 1, С. 8-16.

55. Разносчиков В.В. Системный анализ использования топлива в авиационных силовых установках // Полет. 2008. №4, С. 28-33.

56. Веб-ресурс Авиационного комплекса им. С.В.Ильюшина -http://www.ilyushin.org/

57. Веб-ресурс Авиационного Научно-Технического комплекса им. О.К.Антонова http://www.antonov.com/

58. Бурмистров O.A., Маныпев Д.А., Середа A.B. и др. Результаты исследований качества образца авиационного синтетического жидкого топлива / В сб. «Проблемы ПВРД и химмотологии». -М.:ЦИАМ, 2010. -С. 147-152.

59. Арьков О.Ф., Виленский Г.Я., Дубовкин Н.Ф. и др. Проблемы и состояние работы по созданию вертолетов с ГТД, работающих на смеси- сжиженных углеводородных газов. -М:ЦИАМ, Труды №1272,1990.

60. Дубовкин Н.Ф., Яновский JI.C., Шигабиев Т.Н. и др. Инженерные методы определения физико-химических и эксплуатационных свойств топлив. -Казань, Казанский научный центр РАН, 2000. -378с.

61. Харин A.A. Химмотологическое обеспечение надежности авиационных газотурбинных двигателей. -М.¡Европейский центр по качеству, 2002. -288с.

62. Яновский JI.C., Дубовкин Н.Ф., Галимов Ф.М. и др. Инженерные основы авиационной химмотологии. -Казань: Изд-во Казанск. Ун-та, 2005.-714с.

63. Галимов Ф.М., Шевченко И.В., Яновский JI.C. и др. Взаимозаменяемость отечественных и зарубежных горюче-смазочных материалов. Учебное пособие. -КазаныКГТУ, 2001. -70с.

64. Дубовкин Н.Ф., Галимов Ф.М., Шигабиев Т.Н. и др. Горюче-смазочные материалы для авиационных двигателей / Под ред. Ю.Ф.Гортышова. -Казань-.КГТУ им.А.Н.Туполева, 2002. -400с.1. К Главе 3

65. Разносчиков В.В., Чепанов А.И. Авиационные топлива и смазочные материалы (авиационная химмотология). Учебно-методическое пособие. -М.:ВВВИА им.Н.Е.Жуковского, 2006. -30с.

66. Абрамович Ю.В., Широкопояс Е.П. Инженерная методика расчета на ЭВМ аэродинамических характеристик JIA при гиперзвуковых скоростях полета//Труды ЦАГИ, выпуск 1580, 1994.

67. Нечаев Ю.Н., Кобельков В.Н., Полев А.С. Авиационные турбореактивные двигатели с изменяемым рабочим процессом для многорежимных самолетов. -М.: Машиностроение, 1988,176с.

68. Нечаев Ю.Н., Полев А.С. Интеграция силовой установки и планера гиперзвукового самолета (М=3) // Труды Международного Аэрокосмического Конгресса LAC'94, Москва, 15-19 августа 1994г.

69. Гамбург Д.Ю., Дубовкин Н.Ф., Семенов В.П. и др. водород. Свойства, получение, хранение, транспортирование, применение, экология: справочник. -М.:Изд.дом МЭИ, 2009, -614с.

70. Мышкин JI.B. Прогнозирование развития авиационной техники: теория и практика. М.: ФИЗМАТЛИТ, 2006. - 304 с.

71. Веб-ресурс «National Institute of Standards and Technology» -http://www.nist.gov.

72. Веб-ресурс компании «IOSO Technology Center» -http://www.iosotech.com.

73. Прозоров Б.Н. Военно-экономический анализ на стадиях жизненного цикла авиационной техники и вооружения. Материалы лекций. -М.: ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 2008.

74. Веб-ресурс «Aviation Explorer содружество авиационных экспертов» -http ://www.aex.ru/.

75. Веб-ресурс «Справочно-информационный ресурс о пассажирской авиации infoavia.ru» http://infoavia.ru/airplanes/.

76. Дубовкин Н.Ф., Брещенко Е.М. Легкие моторные топлива и их компоненты.-М.:Химия, 1999. -480с.

77. Аксенов А.Ф. и др. / В кн. «Эксплуатационные свойства авиационных топлив, масел и специальных жидкостей». Труды конференции. -Киев:КИИГА, 1969.-С.60-68.

78. Боксерман Ю.И., Мкртычан Я.С., Чирков К.Ю. Перевод транспорта на газовое топливо.-М.:Недра, 1988. -220с.

79. Зрелов В.Н., Пискунов В.А. Реактивные двигатели и топлива. -М.¡Машиностроение, 1968. -279с.

80. Дубовкин Н.Ф., Яновский Л.С., Харин A.A., Суриков Е.В. и др. Топлива для воздушно-реактивных двигателей. — М. ¡Российский государственный технологический университет (МАТИ) им.К.Э.Циолковского, 2001.-443с.

81. Фаворский О.Н., Дубовкин Н.Ф., Зайцев В.П. Газовое топливо на транспорте // Экология и жизнь, 1998. №1. -С.48-51.

82. Федоров Е.П., Яновский Л.С., Евсеев А.И. и др. Экспериментальная установка для исследования теплообмена и процессов горения углеводородов. //Изв. ВУЗов. Авиационная техника. 1989. №4. -С. 92-93.

83. Шубин С.А., Шевченко И.В., Яновский Л.С., Харин А.А. Реактивные топлива и методы оценки их качества; Учебное пособие. -М. «МАТИ» -РГТУ им.К.Э.Циолковского, 2001. -59с.

84. Гуреев А.А., Серегин Е.П., Азев B.C. Квалификационные методы испытаний нефтяных топлив. М.-.Химия, 1984. 198с.1. К Главе 4

85. Шигабиев Т.Н., Яновский JI.C., Галимов Ф.М. и др. Физический и химический хладоресурс углеводородных топлив. -Казань: Мастер Лайн, 2000., -240с.

86. Фаворский О.Н., Курзинер Р.И. Развитие воздушно-реактивных двигателей для авиации высоких скоростей полета синтез достижений различных отраслей науки и техники //Теплофизика высоких температур. -1990. - Т.28,№4. - С.793-809.

87. Avation Week, 1987, 9/IIL 126.-N10. - Р62. - 191 (ЭИ№24. - VI-87).

88. Шигабиев Т.Н., Яновский Л.С., Галимов Ф.М. и др. Эндотермические топлива и рабочие тела силовых и энергетических установок. — Казань ¡Казанский научный центр РАН, 1996. -264с.

89. Lander Н. Characteristics of Advanced Aviation Fuels / TR N DE AC21 -85MC. -1989.- 65p.

90. Киришев Е.Л., Попов В.Г., Потапов А.Ю. и др. Топливо-воздушные теплообменники авиационных двигателей. -М.:МАТИ, 2008. С.34.

91. Кугучева Е.А. //Химия и технология топлив и масел. -1976. -№1. -С.57-59.

92. Кугучева Е.А. //Химия и технология топлив и масел. -1974. -№10. -С.51-55.

93. Магарил P.C. Механизм и кинетика гомогенных термических превращений углеводородов. -М.:Химия, 1970. -224с.

94. Бухаркин А.К., Ковалев Г.И. Применение фактора «жесткости» для определения температур начала разложения реактивных топлив. // Химия и технология топлив и масел. -1979.- №8. -С.20-22.

95. Курзинер Р.И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета.-М. Машиностроение, 1977. -216с.

96. Мухина Т.Н. и др. Пиролиз углеводоодного сырья . -М.:Химия, 1984.-740с.

97. Адельсон C.B. и др. Технология нефтехимического синтеза. -М.: Химия, 1985.-608с.

98. Zdonic S.B., Breen E.J. // Oil Gas J. N10. -P. 192

99. Davis H.G., Farrell T.J. //Ind.Enging.Chem.Proc.Des.and Pev. -1973. -N12. -P.171.

100. Вербицкая C.H. и др. //Нефтехимия. 1978.-№2.

101. Калиненко Р.Я. и др. // Кинетика и катализ. 1983. Т.24. Вып.5. -С.1031-1042.

102. Фейгин Е.Я., Романова И.Н. // Теоретические основы химической технологии, 1977. №11. -С.205-212.

103. Шигабиев Т.Н., Яновский Л.С., Галимов Ф:М. и др: Эндотермические топлива^ и рабочие тела силовых и энергетических установок. — Казань:Казанский научный центр РАН, 1996. -264с.

104. Яновский JI.C. Физический и химический хладоресурс углеводородных топлив для перспективных авиационных двигателей. // Авиакосмическая техника и технология, 1996. №2. -С.38-46.

105. Endothermic Fuels for Hypersonic Vehicles / Yanovskiy L. S. // AGARD Symposium "Fuels and Combustion Technology for Advanced Aircraft Engines".-Italy, Fiuggi, 10-14 May, 1993. p. 441 448.

106. Шигабиев Т.Н., Яновский Л.С., Галимов Ф.М. и др. Физический и химический хладоресурс углеводородных топлив. -Казань: Мастер Лайн, 2000, 240 с.

107. Галимов Ф.М., Гарифуллин Ф.А. Ингибирование коксоотложений в условиях реализации химического хладоресурса углеводородных топлив / Межвуз. Сб. трудов «Тепломассообменные процессов и аппараты химической технологии». -Казань, 2001. -С.41-47.

108. Каменецкий Б.Я., Яновский JI.C. Теплоотдача при вынужденном течении в обогреваемых трубах углеводородных топлив сверхкритического давления // Инженерно-физический журнал, 1991. -Т.60,№1. -С.46-50.

109. Курганов В.А. Теплообмен в трубах при сверхкритических давлениях теплоносителя: некоторые итоги научного исследования // Труды IV Российской Национальной Конференции по теплообмену, -2006. Т. 1, С. 74 -83.

110. Копченов В.И., Рудаков A.C., Семенов B.JI. и др. Опыт и перспективы летных испытаний гиперзвуковых двигателей // Конверсия в машиностроении. 2005, № 4-5, С.59 65.

111. NRC Completes Hornet Semi-synthetic Fuel Test. Farnborough Airshow News, 2010, 21/VII, p.16.

112. MTU Aero Engines, Report 2/2010, p.22-25.

113. Aviation Week, 2010,4/X, v. 172, №36, p.51-53.