автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.05, диссертация на тему:Оптимизация управления газотурбинным двигателем по критериям эффективности летательного аппарата

На правах рукописи

ТКАЧЕНКО Андрей Юрьевич

ОПТИМИЗАЦИЯ УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ ПО КРИТЕРИЯМ ЭФФЕКТИВНОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Специальность 05.07.05 - Тепловые, злектроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Самара 2009

003470834

Работа выполнена в ГОУ ВПО «Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева» (СГАУ) на кафедре теории двигателей летательных аппаратов

Научный руководитель: доктор технических наук, профессор

Кузьмичев Венедикт Степанович

Официальные оппоненты: доктор технических наук, профессор

Кривошеев Игорь Александрович доктор технических наук, профессор Пономарев Юрий Константинович

Ведущая организация: ОАО «Самарский научно-технический комплекс

имени Н.Д. Кузнецова»

Защита состоится 17 июня 2009 г. в 10ш часов на заседании диссертационного совета Д212.215.02 при ГОУ ВПО «Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева» по адресу: 443086, г. Самара, Московское шоссе, 34.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке СГАУ.

Автореферат разослан 15 мая 2009 г.

Ученый секретарь диссертационного совета доктор технических наук, профессор

Скуратов Д.Л.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность

Разработка проекта авиационного ГТД — это относительно небольшой по продолжительности, но чрезвычайно важный по принимаемым решениям период жизненного цикла двигателя. В результате проектирования формируются необходимые информационные модели как по двигателю в целом, так и по всем его элементам. Это, в конечном счете, предопределяет облик двигателя, особенности его конструктивного воплощения, характер технологических процессов при производстве и эффективность летательного аппарата, для которого он проектируется.

С развитием методов и средств проектирования газотурбинных двигателей на основе математического моделирования наибольшее распространение получил подход, при котором оценка проекта двигателя осуществляется на основе критериев эффективности системы более высокого уровня - летательного аппарата. Определение массовых, энергетических, экономических и экологических критериев эффективности ЛА в большинстве случаев основываются на знании интегральных эксплуатационных показателей (затратах топлива, времени полета), рассчитываемых путем моделирования полетного цикла.

Поскольку важным фактором, определяющим эффективность ЛА, наряду с выбором параметров рабочего процесса двигателя, является выбор закона и программы его управления, то одним из перспективных направлений повышения качества и снижения стоимости жизненного цикла ГТД является определение оптимального управления им в течение полетного цикла с учетом ограничений на режимы полета ЛА и параметры рабочего процесса двигателей.

Важной и актуальной задачей является реализация разработанных методов в виде универсальной автоматизированной системы, охватывающей широкий круг задач термогазодинамического проектирования ГТД, и интеграция ее с системами автоматизированного проектирования ЛА. Цель исследования

Целью исследования является повышение эффективности и снижение стоимости жизненного цикла авиационных газотурбинных двигателей за счет разработки методов и средств оптимизации управления ими в системе ЛА. Задачи исследования

1. Разработка усовершенствованной математической модели полета ЛА, основанной на решении системы динамических уравнений его движения и позволяющей исследовать влияние управления ГТД на значения критериев эффективности ЛА.

2. Разработка математической модели определения критериев эффективности ЛА по результатам моделирования его полета.

3. Совершенствование математической модели ГТД и метода расчета его характеристик с целью повышения эффективности методов моделирования полета ЛА.

4. Разработка метода оптимизации управления ГТД по совокупности критериев эффективности ЛА.

5. Разработка автоматизированной подсистемы оптимизации управления ГТД на основе разработанных методов и математических моделей.

\

Методы исследования

Для решения поставленных задач использованы методы теории рабочих процессов ГТД, системного анализа, исследования операций, теории оптимального управления, математического моделирования, вычислительной математики и САПР.

Научная новизна

1. Разработана усовершенствованная математическая модель полета Л А, позволяющая исследовать влияние управления двигателями на динамику полета ЛА и его критерии эффективности.

2. Разработана математическая модель определения критериев эффективности ЛА по результатам моделирования его полета.

3. Разработаны усовершенствованые математическая модель ГТД и метод расчета его характеристик, позволяющие повысить надежность получения результатов расчета параметров двигателя в широком диапазоне режимов работы и внешних условий, а также сократить время численного моделирования полета ЛА и оптимизации управления его двигателями.

4. Впервые разработан метод оптимизации управления ГТД, позволяющий повысить эффективность ЛА за счет выбора наиболее рационального управления его силовой установкой.

5. Разработана автоматизированная подсистема оптимизации управления ГТД (АСТРА-ОПТ), входящая в состав автоматизированной системы термогазодинамического расчета и анализа газотурбинных двигателей и энергетических установок (АСТРА), которая позволяет в комплексе решать задачи выбора оптимальных параметров рабочего процесса, расчета эксплуатационных характеристик и оптимизации управления ГТД произвольных типов и схем.

Практическая значимость

Разработанные методы и новые результаты позволяют повысить эффективность проектируемых ГТД и сократить сроки их проектирования за счет целенаправленного поиска рационального способа управления двигателями и более точного расчета критериев эффективности ЛА по результатам моделирования его полета, что также может быть использовано при оптимизации параметров рабочего процесса. Кроме того, разработанные методы и средства позволяют подготовить и обосновать для КБ технические требования на систему управления ГТД.

Практическая значимость диссертации подтверждается тем, что она выполнялась в рамках инновационной образовательной программы «Развитие центра компетенции и подготовка специалистов мирового уровня в области аэрокосмических и геоинформационных технологий», а также по заданию Федерального агентства по образованию в рамках темы «Развитие теоретических основ оптимального проектирования двигателей атмосферных летательных аппаратов и энергетических установок».

Результаты исследований по оптимизации управления ГТД, разработанная автоматизированная система АСТРА внедрены в учебный процесс кафедры теории двигателей летательных аппаратов СГАУ.

Кроме того, разработанная автоматизированная система термогазодинамического расчета и анализа ГТД (АСТРА) нашла практическое применение на кафедре «Турбинные двигатели и установки» ГОУ ВПО «Санкт-Петербургский государственный политехнический университет» (гос. контракт №528/07-ГК).

Апробация работы

Основные положения диссертационной работы, научные и практические результаты докладывались на Международной научно-технической конференции «Авиадвигатели XXI века» (Москва, ЦИАМ, 2005); Международной научно-технической конференции «Проблемы и перспективы развития двигателестроения» (Самара, СГАУ, 2006); X Всероссийской научно-технической конференции «Аэрокосмическая техника и высокие технологии - 2007» (Пермь, ПГТУ, 2007); на научно-технических совещаниях и семинарах СГАУ и Санкт-Петербургского государственного политехнического университета.

Публикации

По теме диссертации опубликовано 20 работ, в том числе три статьи в рецензируемом журнале, рекомендованном ВАК, и одно учебное пособие.

Структура диссертации

Диссертационная работа состоит из введения, 5 глав, заключения, списка использованных источников из 102 наименований. Общий объем работы составляет 148 страниц, 48 рисунков и 12 таблиц.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обоснована актуальность темы диссертации, сформулирована цель исследований, отмечена научная новизна и практическая значимость выполненной работы, дан краткий анализ структуры и содержания работы.

В первой главе выполнен анализ современных проблем управления газотурбинными двигателями в аспекте повышения эффективности эксплуатации летательного аппарата. Развитию теории выбора рациональных законов и программ управления газотурбинными двигателями атмосферных летательных аппаратов посвящены работы Нечаева Ю.Н., Кобелькова В.Н., Югова O.K., Селиванова О.Д., Гуревича О.С., Гольдберга Ф.Д., Дружинина J1.H., Румянцева C.B., Тарасова Е.В., Тунакова А.П., Скрипниченко С.Ю., Кривошеева И.А., Ахмедзянова Д.А. и других ученых.

Анализ опубликованных исследований показал, что вопрос оптимизации управления ГТД в системе JIA в настоящее время в полном объеме не решен. Отсутствие детальных исследований влияния управления ГТД на эффективность ЛА объясняется тем, что они лежат на стыке двух областей - проектирования JIA и проектирования ГТД, требуют привлечения сложных моделей и весьма трудоемки.

Оптимизация управления газотурбинным двигателем и согласование его параметров с летательным аппаратом - это сложная комплексная задача, возникающая на этапах его предэскизного проектирования. В соответствии с теорией системного подхода обоснование выбора параметров и управления ГТД должно основываться на оценке эффективности системы: летательный аппарат - двигатель.

В существующих работах, ввиду сложности методов оптимизации управления ГТД, данная задача разбивается на несколько более простых подзадач и оптимизация выполняется отдельно на каждом этапе полета ЛА с использованием характерного для этого этапа критерия эффективности. В большинстве случаев критерием оптимальности является достижение минимального значения эффективного удельного расхода топлива при каждом заданном значении эффективной тяги или достижение максимальной эффективной тяги, когда требуется получить максимальные избытки тяги. Данный подход в определенной

степени оправдан, поскольку позволяет значительно сократить трудоемкость вычислений и время, затрачиваемое на решение задачи оптимизации. Однако при этом не учитывается влияние режимов работы силовой установки на режимы полета летательного аппарата. Вследствие этого невозможно достаточно точно оценить такие параметры как время полета и суммарный расход топлива за полетный цикл, от которых зависят значения критериев эффективности ЛА. Кроме того, в данных исследованиях не рассмотрены вопросы оптимизации закона изменения режима работы силовой установки по критериям эффективности системы летательного аппарата на этапе начального проектирования ГТД.

На основании выводов сделанных по результатам проведенного анализа сформулированы задачи диссертации.

Во второй главе описан метод математического моделирования полета ЛА.

При изменении внешних условий и режима работы ГТД в процессе полета ЛА параметры рабочего процесса двигателя меняются в соответствии с общими закономерностями совместной работы его узлов. Соотношение между эффективной тягой силовой установки и внешним сопротивлением ЛА определяет величину изменения скорости или траектории полета. Внешнее сопротивление ЛА зависит от его аэродинамических характеристик и параметров управления и может выбираться из условия выполнения заданной программы набора высоты и снижения или заданной траектории. От способа управления силовой установкой будет зависеть характер изменения параметров движения ЛА в процессе полета, время полета, потребный запас топлива на полет и, в конечном итоге, значения показателей, характеризующих эффективность эксплуатации ЛА при выполнении конкретной задачи.

Одним из методов, позволяющих более точно оценивать критерии эффективности ЛА, а также установить влияние на них функции управления ГТД, является определение критериев эффективности ЛА по результатам решения системы дифференциальных уравнений, описывающей динамику его полета.

Для выполнения численного моделирования полет представлен в виде дискретного многошагового процесса. На основе уравнений, описывающих математическую модель полета ЛА, и метода Эйлера численного решения системы дифференциальных уравнений получена система дискретных уравнений, позволяющая определять изменение параметров состояния ЛА по траектории полета:

х| Р . , .эт/а, ,+Фв, ,1+У , ,-Л/ , .я, .сое©, .1

[ эф.су! п] \ |п| т/Чп!/ «Ы ла|п)°1п| ;п|]

М

гцп; 1П)

я1п+1.=^!„!+1е0|л]д£п(„|;

ММ полета ЛА

ММ ЛА

К

!

ММ критериев эффективности !

ММ силов^.. 'отановки

ММ Г .Л

Исходной информацией для моделирования полета являются:

- площади характерных сечений проточной части ГТД;

- характеристики узлов ГТД;

- закон и программа управления ГТД;

- взлетная масса летательного аппарата;

- аэродинамические и геометрические характеристики планера;

- программы набора высоты и снижения;

- высота крейсерского участка полета;

- скорость и координаты ЛА в начальной точке.

Результатами моделирования полета являются функции изменения параметров ЛА по траектории, время полета, расход тошшва за полет, значения критериев эффективности ЛА. Поскольку полет ЛА на различных этапах описывается разными условиями, то его моделирование осуществляется путем последовательного моделирования каждого этапа. При этом значения параметров состояния ЛА в конце очередного этапа являются начальными условия для моделирования следующего.

Подъемная сила и сила внешнего сопротивления планера рассчитываются с помощью математической модели (ММ) летательного аппарата (рисунок 1) в зависимости от его геометрических параметров, аэродинамических характеристик и условий полета. Суммарная эффективная тяга двигателей ЛА и суммарный расход топлива определяются по математической модели силовой установки. В свою очередь, тяга отдельного двигателя и расход топлива в нем определяются в зависимости от режима работы и внешних условий с помощью универсальной математической модели ГТД. Данная модель состоит из совокупности математических моделей, описывающих термогазодинамические процессы, происходящие в основных узлах газотурбинного двигателя (рисунок 1), а также содержит следующие основные группы уравнений, описывающие условия совместной работы всех узлов в составе двигателя:

- уравнения неразрывности;

- уравнения баланса мощности;

- уравнения баланса давлений;

- уравнения, описывающие закон и программу управления ГТД.

Решение системы нелинейных уравнений, описывающей совместную работу узлов двигателя выполняется модифицированным методом Ньютона. Для повышения устойчивости сходимости решения в алгоритм данного метода внесены следующие

ММ входного устройства

_ММ компрессора_

_ММ вентилятора

ММ; канала наружного контура

ММ учета отбора рабочего тела из проточной части

ММ основной камеры сгорания

ММ турбины

ММ сумматора мощности

ММ трансмиссии

ММ камеры смешения

ММ форсажной камеры сгорания

ММ регулируемого выходного устройства

ММ нерегулируемого выходного устройства

_ММ воздушного винта

-) ММ основных данных ГТД

Рисунок 1 — Иерархия математических моделей в задаче моделирования полета ЛА

усовершенствования:

1)в формулу определения очередного приближения дг,и+" введен коэффициент релаксации Ах, значение которого влияет на величину шага очередного приближения:

Исходное значение коэффициента релаксации принимается равным единице;

2) добавлен блок проверки сходимости решения путем сравнения суммы квадратов невязок

т

*/=!(/,Г

1=1

в текущем и предыдущем приближениях. Если в текущем приближении значение суммы невязок по сравнению с предыдущим приближением не уменьшилось, то величина коэффициента релаксации Д г уменьшается на 25%, а значения переменных в новом приближении х'"+" пересчитываются с учетом его измененного значения. При необходимости происходит дальнейшее уменьшение коэффициента релаксации до тех пор, пока не будет выполнено условие §/'"' <5/'"'" ;

3) введена корректировка значений переменных хл+1:, рассчитанных в новом приближении, в том случае, если они выходят за границы диапазона допустимых значений. Тем самым исключается возникновение ошибок при расчете по математической модели ГТД и прекращение вычислений на промежуточных итерациях.

Данные модификации позволили обеспечить надежную и быструю сходимость решения при расчете эксплуатационных характеристик ГТД в широком диапазоне внешних условий и режимов его работы, что, в свою очередь, привело к сокращению времени, необходимого для численного моделирования полета ЛА.

В последнем разделе главы приведены формулы расчета основных критериев эффективности ЛА (удельных затрат топлива ЛА Сткм , себестоимости перевозок а, приведенной производительности ЛА П и др.) в зависимости от результатов моделирования его полета (расхода топлива за полет Мтл, времени полета ¡а, параметров состояния ЛА в конце полета). Расчет значений критериев эффективности по результатам моделирования полета ЛА, с одной стороны, повысил адекватность их количественной оценки по сравнению с существующими методами. С другой стороны, позволил установить количественную связь между функцией управления ГТД и целевой функцией, рассчитываемой по совокупности критериев эффективности ЛА, в задаче оптимизации управления ГТД.

В третьей главе сформулирован и описан разработанный метод выбора оптимального управления ГТД.

Задача оптимизации управления ГТД в процессе полета ЛА заключается в определении такого изменения параметров регулирования двигателя по траектории полета, при котором целевая функция, характеризующая эффективность ЛА, достигает оптимума:

я=ор1Г|и).

В данной задаче в качестве параметров управления процессом выступают параметры регулирования двигателя и , совокупность которых однозначно определяет режим его работы. Функции изменения параметров регулирования ГТД в зависимости от текущей дальности полета ЛАI образуют функцию управления и:

и={и1[ь),и1{1),...,и1[{1)} .

Например, для ТРДД с одним управляющим фактором в качестве функции управления может выступать изменение частоты вращения ротора высокого давления по траектории полета и=(ивд(£)} .

Для дозвуковых транспортных и пассажирских самолетов сформулирована следующая последовательность оптимизации управления ГТД:

1) формирование множества возможных законов управления ГТД;

2) определение массы и скорости ЛА в начале этапа набора высоты;

3) моделирование этапа набора высоты по заданной программе У=у[н) с различными законами управления ГТД и определение параметров состояния ЛА в конце данного этапа;

4) оптимизация режимов ГТД на крейсерском участке полета дня каждого варианта набора высоты, по совокупности показателей эффективности ЛА, рассчитанных с учетом затрат топлива и времени на этапах снижения и посадки;

5) выбор оптимального варианта закона управления по результатам, полученным в предыдущем пункте.

Для выполнения пункта 4 модель полета ЛА дополнена алгоритмом оптимизации функции управления с помощью численного метода динамического программирования, основанного на принципе оптимальности Беллмана, который сформулирован для решения широкого круга задач управления, распадающихся на ряд последовательных этапов (шагов). Если задано начальное и конечное состояния системы и переход из начального в конечное состояние осуществляется в несколько промежуточных этапов, на каждом из которых система может находиться в одном из различных состояний, определяемом значением функции управления, то задача состоит в том, чтобы выбрать такое изменение функции управления, при котором некоторая количественная оценка процесса достигает оптимума.

На основе принципа Беллмана разработан следующий алгоритм решения задачи оптимизации управления ГТД.

1. Задаются начальные значения параметров регулирования ГТД на каждом участке траектории и значения параметров состояния ЛА в начальной точке. Оптимизация начинается с расчета первого участка траектории.

2. В зависимости от состояния ЛА в начале участка и значений параметров регулирования ГТД рассчитываются значения параметров состояния в конце участка.

3. Если текущий участок траектории не является последним, то осуществляется переход к расчету следующего участка траектории.

4. Если текущий участок траектории является последним, то рассчитываются значения критериев эффективности ЛА и целевой функции.

5. Проверяется выполнение условия сходимости решения при текущих значениях параметров регулирования ГТД на данном участке траектории. Если условие сходимости решения не выполняется, то определяются новые значения параметров регулирования и расчет повторяется с пункта 2. Если условие

сходимости решения выполняется и текущий участок траектории является первым, то расчет останавливается. В ином случае осуществляется возврат к оптимизации управления на предыдущем участке траектории, начиная с пункта 5. Блок схема данного алгоритма представлена на рисунке 2.

Рисунок 2 - Блок схема алгоритма оптимизации функции управления (на примере трехшагового процесса)

Каждая из вложенных задач оптимизации управления ГТД на отдельном участве траектории решается с помощью численного метода параметрической оптимизации Нелдера-Мида (деформируемого многогранника).

Для определения компромиссного варианта управления ГТД, отвечающего комплексу критериев оценки эффективности ЛА, используется минимаксный принцип оптимальности, в соответствии с которым минимизируемой величиной

является максимальное значение из набора нормированных критериев эффективности:

Г(и)=тах(р,^'юрм(н))-.тт ,

где р. - степень значимостиу-го критерия; F"op"¡ul - нормированное значение критерия эффективности, которое характеризует относительное отклонение текущего значения данного критерия Р (и) (например, Сткм , а, 77 ) от его оптимального значения /г"р', найденного в результате однокритериальной оптимизации.

Нормированное значение критерия эффективности определяется по одной из следующих формул:

/г.(м)_/г°Р'

^"орм(и)=—-—■ 1 ■ - в случае минимизации критерия;

, , яТ-РМ

- в случае максимизации критерия.

Исследование различных вариантов управления ГТД выполняется с учетом ограничений на режимы полета ЛА и работы его силовой установки. Поскольку, не при любом варианте управления возможно осуществление процесса полета ЛА, а следовательно, не всегда возможно рассчитать такой процесс до конца и определить значение целевой функции, то при оптимизации функций управления с учетом ограничений невозможно воспользоваться стандартными методами штрафных и барьерных функций.

В разработанном методе при нарушении ограничений целевой функции присваивается фиксированное, заведомо большее значение, по сравнению с нормированными значениями критериев эффективности, которые она принимает при вариантах управления, не приводящих к нарушению ограничений в течении процесса. Кроме того, в алгоритме учитывается на каком шаге процесса произошло нарушение ограничения, а также величина превышения ограничения. Таким образом, если при текущем варианте функции управления на /-ом шаге л-шагового процесса произошло нарушение ограничения, представленного в виде

^ , и дальнейший расчет не возможен, то расчет целевой функции

выполняется по следующей формуле:

л Л

Таким образом, метод оптимизации управления ГТД по критериям эффективности ЛА основан на методе динамического программирования и выполняется путем разбиения непрерывного процесса на несколько этапов (шагов) и решения вложенных задач параметрической оптимизации значений функции управления на каждом шаге с учетом ограничений.

В четвертой главе описана автоматизированная подсистема оптимизации управления ГТД (АСТРА-ОПТ).

Объединение предложенных в работе моделей ГТД, динамики движения ЛА, расчета критериев эффективности ЛА по результатам моделирования его полета и

метода оптимизации управления ГТД осуществлено в рамках автоматизированной подсистемы АСТРА-ОПТ, которая входит в состав автоматизированной системы термогазодинамического расчета и анализа (АСТРА) газотурбинных двигателей и энергетических установок. Подсистема АСТРА-ОПТ предназначена для выбора оптимального варианта управления ГТД на основных участках траектории полета по совокупности критериев эффективности ЛА.

Подсистема позволяет решать следующие задачи, характерные для начального этапа проектирования ГТД:

- формирование математической модели ГТД любого типа и схемы на основе универсального подхода;

- определение параметров ГТД во всем диапазоне внешних условий и режимов работы путем расчета его эксплуатационных характеристик;

- расчет изменения параметров ГТД и ЛА при полете по заданной траектории и при заданных законе и программе управления его силовой установкой путем решения системы дифференциальных уравнений, описывающих динамику движения ЛА;

- расчет технико-экономических показателей эффективности ЛА по результатам моделирования основных этапов его полета;

- сравнение результатов моделирования полета ЛА при различных вариантах управления ГТД;

- многокритериальная оптимизация управления ГТД на различных этапах полета ЛА методами динамического программирования.

Использование принципа объектно-ориентированного программирования при разработке подсистемы позволило на основе реализованных классов, описывающих термогазоднамический расчет основных узлов ГТД, динамику движения ЛА, методы численного расчета систем нелинейных и дифференциальных уравнений, оптимизации функции управления и т.д., без изменения программного кода в интерактивном режиме формировать модели ГЩ любых типов и схем, а также формировать модели различных задач термогазодинамического проектирования ГТД. Все модули, входящие в подсистему, разбиты на пять групп (рисунок 3).

Разработанная подсистема (рисунок 4) позволяет в интерактивном режиме формировать математическую модель решаемой задачи, задавать исходные данные в виде числовых значений, табличных зависимостей, значений из фиксированного списка, контролировать ход вычислений, просматривать и сохранять результаты расчетов в виде таблиц и графиков.

В пятой главе представлены результаты тестирования и апробации разработанного метода Апробация выполнена на примере среднемагистрального пассажирского самолета Ту-154М с ТРДЦсм Д-ЗОКУ-154. На первом этапе на основе данных о параметрах рабочего процесса Д-ЗОКУ-154 на крейсерском режиме выполнен проектный расчет с целью определения параметров модели расчета эксплуатационных характеристик двигателя. На втором этапе смоделирован типовой полетный цикл Ту-154М для проверки адекватности модели полета Л А. На третьем этапе на основе полученной модели полета выполнена оптимизация управления двигателями Д-ЗОКУ-154 на участках набора высоты и крейсерского полета. На четвертом этапе выполнено исследование влияния дальности полета ЛА на выбор оптимального управления его двигателями.

ПОДСИСТЕМА АСТРД-ОНТ..........

Модули интерфейса Интерфейс формирования ММ решаемой задачи Ввод и редактирование исходных данных Выводрезультатов в текстовой и графической формах

Модули задачи Алгоритм формирования ММ решаемой задачи ........Алгоритм выполнения расчета _______________________

Формирование массива результатов______

.............. Табулирование _

Модули ] операций Решение системы нелинейных уравнений __ ______________ Решение системы дифференциальных уравнений

..... .....Условная параметрическая оптимизация

Условная многокритериальная оптимизация функции управления

ММ полета ЛА___________________ __________ ___________

ММ аэродинамических характеристик ЛА ..................М

...........ММ атмосферных условий_____________ __________ ]

____________ММ ОСНС вных Ч Ч Ю!'. ГГД______• У

ММ основных данных ГТД .............

Расчет теплофизических свойств рабочего тела ГТД.

|| Базовые _______ Расчет газодинамических функций

I модули .............. Описания характеристик узлов ГГД и ЛА_____________ _____ 1

|1 ;........... Расчет основных термогазодинамических процессов__________;]]

Рисунок 3 - Структура программных модулей подсистемы АСТРА-ОПТ

IIIЧ, I; .ЩИ»———»-г«' У т., лн

Рисунок 4 - Оконные формы подсистемы АСТРА-ОПТ

Модули : элементов

В подсистеме АСТРА-ОПТ сформирована математическая модель двухвального двухконтурного двигателя со смешением потоков и по известным значениям параметров рабочего процесса двигателя Д-ЗОКУ-154 на крейсерском режиме полета выполнен проектный расчет двигателя. Результаты проектного расчета послужили исходными данными для формирования математической модели расчета эксплуатационных характеристик Д-ЗОКУ-154.

Для проверки адекватности реализованной в подсистеме АСТРА-ОПТ модели расчета эксплуатационных характеристик Д-ЗОКУ-154 были выполнены несколько расчетов на различных режимах работы двигателя и при различных внешних условиях. Результаты расчетов по полученной модели (таблица 1) показывают хорошую сходимость со значениями параметров реального двигателя.

Таблица 1 - Сравнение результатов, полученных по модели расчета эксплуатационных

характеристик Д-ЗОКУ-154, со значениями параметров реального двигателя_

- - —, ■ | гг | |

Внешние условия

М„ = 0

я =0

Режим

Параметры модели

взлетный, л =96,0%

ВП 9

I Р=104,7кН ,

Г =49 9 ет ■ ' кН-ч

Параметры реального двигателя

Относительная погрешность

Р= 105,0кН , 5[Я)=0,29%

м= о я =0

номинальный, л. =94,0%

■Р=94,6кН

С =49,6-^— уд кН-ч

/>=95,0кН

С =49,2—-— у кН-ч

5(Р)=0,42% , 5(Суд)=0,81%

А/„=0,8 , Я =11км

0,7 номинального! р=22 7кН

л =89,0% * ' кг

"д < С =71,0—

уд кН-ч

Р=22,9кН , | 5(?)=0,87% ,

I 5(С-)=°'70%

Для проверки адекватности модели полета в подсистеме АСТРА-ОПТ выполнено моделирование типового полетного цикла самолета Ту-154М на дальность £п= 5000 км (таблица 2).

Таблица 2 - Сравнение результатов моделирования полета Ту-154М на дальность £п=5000 км с данными руководства по летной эксплуатации

! Характеристика полетного цикла Результаты моделирования Данные РЛЭ Относительная] погрешность 1

! Параметры в конце участка набора высоты: Время полета, ч Масса израсходованного топлива, т | Пройденное расстояние, км 0,486 4,61 349,4 0,500 4,50 350,0 2,80 % ! 2,44% ; 0,17% I

Параметры в конце крейсерского участка: Время полета, ч Масса израсходованного топлива, т 5,7. ! ^ 31,2 ; ;

Суммарное время полета, ч Масса топлива, потраченная за полет, т 6.12 32,6 6.10 32,8 0,33 % 0,61 %

Кроме того, для типовых полетных циклов самолета Ту-154М на дальности 1000 км, 3000 км и 5000 км (при постоянной взлетной массе Л-/ Q = 100 т) определены значения основных критериев эффективности J1A (таблица 4).

При оптимизация управления двигателями Д-30КУ-154 самолета Ту-154М оптимизируемыми величинами являлись:

- значение параметра регулирования двигателей, определяющего режим его работы на этапе набора высоты;

- функция изменения режима работы двигателей на участке крейсерского полета.

Исходя из установленных ограничений параметров двигателя Д-ЗОКУ-154 на номинальном режиме ( Г*^0"^ 1380К , «1в"°^х=95% ), выбраны три варианта закона управления двигателями на этапе набора высоты: 1) л'™м'=94% ; 2) Г*,аи)= 1340 К ; 3) и^ом! =86,5 % .

Более высокий уровень параметров цикла двигателей на высоте Я >5 км при законе управления Г*"*0" - 1340К (рисунок 5) обуславливает относительно большую эффективную тягу и, следовательно, более высокую скороподъемность самолета. При этом дистанция, время набора высоты эшелона крейсерского полета и масса израсходованного топлива имеют меньшие значения, чем при законах я!н=м)_94 % и /7(ном)_86 5о/о (таблица 3, рисунок 6).

Задача оптимизации управления двигателями на этапе крейсерского полета сводится к определению сочетания значений я^, <ф' и к°н' > определяющих изменение режима работы двигателей, при котором целевая функция Y, характеризующая эффективность JIA достигает оптимума:

F=opt4'f«(4,m4|,«,Kpcpl,ntKpKOHl)

jjl \ ВД ВД ВД / .

В качестве целевой функции рассматривались:

- удельные затраты топлива: Y-Сткм—> min;

- себестоимость перевозок: Y=a^> min ;

- приведенная производительность JIA: Y =77 -> max ;

- максимальное значение из набора нормированных критериев эффективности:

F=max(c"^M,aH0pM,77B0pMj-> min .

Для трех вариантов набора высоты выполнены оптимизационные расчеты каждой из четырех выбранных целевых функций для трех дальностей полета £п : 5000, 3000 и 1000 км. Сравнение результатов полета при оптимизированном по совокупности критериев эффективности управлении двигателями самолета Ту-154М с результатами моделирования типового полетного цикла приведены в таблице 4.

Анализ полученных результатов показывает, что оптимальные значения критериев эффективности получены для набора высоты с законом управления двигателеи который позволяет быстрее достичь высоты

крейсерского полета, в условиях которого двигатели работают на более экономичных режимах, что справедливо для всех рассмотренных дальностей полета.

Повышение эффективности самолета достигается при крейсерском полете на более низких режимах работы двигателя и, соответственно на более низких скоростях по сравнению с исходным полетным циклом (рисунок 7). Оптимизация управления двигателями Л А на примере самолета Ту-154М с двигателями Д-ЗОКУ-154 позволяет достичь повышения эффективности эксплуатации ЛА по себестоимости перевозок от 2% до 30%, по затратам топлива от 2% до 9%, что позволит сэкономить в течение периода равного ресурсу двигателей (15000 часов) от 3 до 17 тысяч тонн топлива в зависимости от дальности полета.

Таблица 3 - Результаты моделирования этапа набора высоты при различных законах управления двигателей___________

Параметры 1но„]_94% ВД Г'1ном| = Ш0К и'™ 1=86,5%

Пройденное расстояние, км 349 310 590

Время полета, ч 0,486 0,440 0,768

Масса израсходованного топлива, т 4,62 4,34 6,37

и'1330 ■ f- 1310 • 1290 ■ 1270 ■

5 6 Нп, км

10 11 12

Рисунок 5 - Изменение температуры рабочего тела за камерой сгорания на этапе набора высоты при различных законах управления двигателей:

- ----- ----п'тм]=94% ;

ВД 5

--г*(ном;_1340к .

- ---л'"™ — 86,5% .

0 50 100 150 200 250 300 350 400 450 500 550 600

Ln, км

Рисунок 6 - Траектория набора высоты при различных законах управления двигателей (обозначения см. рисунок 5)

Ьп, км

Рисунок 7 - Результаты оптимизации управления двигателями самолета Ту-154М при полете на дальность ¿п = 5000км для закона управления на этапе набора высоты и^дом,=94% :

— - - исходный вариант управления двигателями;

-- управление при минимальных удельных затратах топлива СТ1М ;

— - - управление при минимальной себестоимости перевозок а ;

■ — — — - - - управление при максимальной приведенной производительности ЛА II ; —- управление, оптимизированное по совокупности критериев эффективности.

Таблица 4 - Сравнение результатов оптимизации управления двигателями Д-ЗОКУ-154 самолета Ту-154М с результатами моделирования типового полетного цикла__

Параметры полета 1п=5000км 1п=3000км 1п= 1000 км

Типовой ; Опт-е ; о у полет ¡управление | ' 0 Типовой полет Опт-е управление 5,% Типовой | Опт-е | ? у полет 'управление; ' 0

'п.** 6,13 6,88 -12,2 3,78 4,03 -6,61 1,42 1,44 | -1,41

32,6 29,6 9,2 121,1 19,6 7,11 8,72 8,52 2,41

7,82 110,8 38,1 19,3 20,8 7,77 | 31,7 31,9 0,63

С тки ткм 0,833 0.546 \34.5 0.363 0.314 ; 1 ; 13.5 10,275 • 0,267 ¡2,91 \ 1

руб. а , — ткм 18,9 ¡13,0 51,2 '8,14 17,28 10.6 ! ; ■ ! 6,04 5,92 ; 1,99 \

77, ^ 4 118 146 23,7 \ 284 1287 ! 1,06 ! 1 1 412 409 '-0,73

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ

1. Разработана усовершенствованная математическая модель полета JIA, которая позволяет на этапе начального проектирования ГТД более точно учитывать влияние многорежимности работы двигателей на значения критериев эффективности JTA, а также исследовать влияние управления двигателями на динамику полета JIA и изменение его параметров по траектории полета.

2. Разработана математическая модель определения критериев эффективности ЛА по результатам моделирования его полета. Расчет значений критериев эффективности по результатам моделирования полета ЛА повысил адекватность их количественной оценки по сравнению с существующими методами. Кроме того, данная математическая модель позволила установить количественную связь между функцией управления ГТД и целевой функцией, рассчитываемой по совокупности критериев эффективности ЛА, в задаче оптимизации управления ГТД.

3. Разработаны усовершенствованые математическая модель ГТД и метод расчета его характеристик, обладающие высокой надежностью получения результатов в широком диапазоне исходных данных и позволяющие сократить время численного моделирования полета ЛА и оптимизации управления его двигателями. Использование универсального подхода к описанию математической модели ГТД позволило реализовать возможность формирования в автоматизированном режиме математической модели ГТД произвольного типа и схемы, а также решать с ее помощью широкий круг задач темогазодинамического проектирования ГТД.

4. Впервые разработан метод оптимизации управления ГТД по совокупности критериев эффективности ЛА. Данный метод позволяет повысить эффективность ЛА за счет направленного поиска оптимального сочетания параметров регулирования ГТД и их изменения по траектории полета с учетом ограничений на режимы полета ЛА и значения параметров рабочего процесса двигателя. На примере оптимизации управления двигателями самолета Ту-154М показано, что по сравнению с типовыми программами полета, оптимизированное управление двигателями позволяет достичь значительной экономии топлива, которая при полете на максимальную дальность составляет более 9%.

5. Разработана автоматизированная подсистема оптимизации управления ГТД (АСТРА-ОПТ), которая предназначена для выбора оптимального варианта управления ГТД на основных участках траектории полета по совокупности критериев эффективности ЛА.

6. Достоверность полученных в работе результатов подтверждается хорошей сходимостью результатов моделирования полета Ту-154М с фактическими данными.

ПУБЛИКАЦИИ ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИОННОЙ РАБОТЫ

Публикации в рецензируемых изданиях, рекомендованных ВАК:

1. Ткаченко А.Ю., Кузьмичев B.C., Кулагин В.В. Совершенствование методов расчета

эксплуатационных характеристик для решения задач оптимизации программ управления

ГТД // Вестник Самарск. гос. аэрокосм, ун-та. - 2006. - №2(10). - 4.2. - С. 297-300.

2. Ткаченко А.Ю., Кузьмичев B.C., Кулагин В.В., Крупенич И.Н. Автоматизированная система

термогазодинамического расчета и анализа (АСТРА) газотурбинных двигателей // Вестник

Самарск. гос. аэрокосм, ун-та. - 2006. - №2(10). - 4.2. - С. 66-73.

3. Ткаченко А.Ю., Кузьмичев B.C. Метод оптимизации программ управления ГТД по критериям эффективности летательного аппарата // Вестник Самарск. гос. аэрокосм, ун-та. -

2006. - №2( 10). - 4.2. - С. 82-86.

Публикации в трудах международных и всероссийских конференций:

4. Ткаченко А.Ю. Исследование методов и средств расчета дроссельных и высотно-скоростных характеристик ГТД / А.Ю. Ткаченко, B.C. Кузьмичев // Материалы международной научно-технической конференции «Авиадвигатели XXI века». - М.: ЦИАМ, 2005. -Т.1. -С. 102-104.

5. Ткаченко А.Ю. Совершенствование методов расчета эксплуатационных характеристик для решения задач оптимизации программ управления ГТД / А.Ю. Ткаченко, B.C. Кузьмичев,

B.В. Кулагин // Материалы международной научно-технической конференции «Проблемы и перспективы развития двигателестроегтя». - Самара: СГАУ, 2006. - 4.2. - С. 24-126.

6. Ткаченко А.Ю. Автоматизированная система термогазодинамического расчета и анализа (АСТРА) газотурбинных двигателей / А.Ю. Ткаченко [и др.] // Материалы международной научно-тех1Шческ;ой конференции «Проблемы и перспективы развития двигателестроения». -Самара: СГАУ, 2006. - 4.2. - С. 120-122.

7. Ткаченко А.Ю. Метод оптимизации программ управления ГТД по критериям эффективности летательного аппарата. / А.Ю. Ткаченко, B.C. Кузьмичев // Материалы международной научно-технической конференции «Проблемы и перспективы развития двигателестроения». -Самара: СГАУ, 2006. -4.2. -С. 138-139.

8. Ткаченко А.Ю. Постановка задачи оптимизации программ регулирования газотурбинных двигателей по критериям эффективности летательного аппарата / А.Ю. Ткаченко [и др.] // Материалы X Всероссийской научно-технической конференции «Аэрокосмическая техника и высокие технологии - 2007». - Пермь: Изд-во Пермского гос. технического ун-та, 2007. —

C. 157-159.

9. Ткаченко А.Ю. Математическая модель оптимизации программ регулирования газотурбинных двигателей по критериям эффективности летательного аппарата/ А.Ю. Ткаченко [и др.] // Материалы X Всероссийской научно-технической конференции «Аэрокосмическая техника и высокие технологии - 2007». - Пермь: Изд-во Пермского гос. технического ун-та, 2007. - С. 159-161.

10. Ткаченко АЛО. Проблемы оптимизации программ регулирования газотурбинных двигателей по критериям эффективности летательного аппарата / А.Ю. Ткаченко [и др.] // Материалы X Всероссийской научно-технической конференции «Аэрокосмическая техника и высокие технологии - 2007». - Пермь: Изд-во Пермского гос. технического ун-та,

2007.-С. 161-163.

U. Ткаченко А.Ю. Универсальная автоматизированная система термогазодинамического расчета и анализа (АСТРА-2) газотурбинных двигателей и энергетических установок/ А.Ю. Ткаченко [и др.] // Материалы X Всероссийской научно-технической конференции «Аэрокосмическая техника и высокие технологии - 2007». - Пермь: Изд-во Пермского гос. технического ун-та, 2007. - С. 163-165. Учебные пособия:

12. Бочкарев С.К., Кузьмичев B.C., Кулагин В.В., Крупенич И.Н., Ткаченко А.Ю. Формирование математической модели двигателя-прототипа и проектный термогазодинамический расчет ГТД с использованием автоматизированной системы термогазодинамического расчета и анализа (АСГРА-ПР): учеб. пособие - Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм, ун-та, 2006.-76 с.

Методические указания:

13. Кузьмичев B.C., Кулагин В.В., Крупенич И.Н., Ткаченко А.Ю. Формирование математической модели двигателя-прототипа и проектный расчет ГТД с использованием подсистемы АСТРА-ПР в PDM системе SmarTeam: метод, указания - Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм, ун-та. 2007. - 48с.

14. Кузьмичев B.C.. Кулагин В.В., Крупенич И.Н.. Ткаченко А.Ю. Совместная работа узлов и расчет характеристик ГТД с использованием АСТРА-ВСХ в PDM системе SmarTeam: метод.

ü

указания-Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм, ун-та, 2007. - loe.

15. КузьмичевВ.С., Кулагин В.В., Крупенич И.Н., ТкаченкоА.Ю. Оптимизация и выбор параметров рабочего процесса ГТД по самолетным критериям эффективности с использованием АСТРА-ОПТ: метод, указания,- Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм, ун-та, 2007.-40с.

16. Начальный уровень проектирования ГТД с помощью автоматизированной системы термогазодинамического расчета и анализа АСТРА: метод, указания / сост. В.В.Кулагин, B.C. Кузьмичев, А.Ю. Ткаченко и др.- Самара: Изд-во Самар.гос.аэрокосм.ун-та, 2008.-32 с.

Электронные издания:

17. Бочкарев С.К., Кузьмичев B.C., Кулагин В.В., Крупенич И.Н., Ткаченко А.Ю. Формирование математической модели двигателя-прототипа и проектшлй термогазодинамический расчет ГТД с использованием автоматизированной системы термогазодинамического расчета и анализа (АСТРА-ПР). [Электронный ресурс]. - Электр, текстовые и граф. данные (79 Мбайт, печатный аналог - 4,75 пл.): электр. учеб. пособие. - Самара: Центр новых информ. технологий Самар. гос. аэрокосм, ун-та, 2006. - 1 электр. опт. диск (CD ROM).

18. Кузьмичев B.C., Кулагин В.В., Крупенич И.Н., ТкаченкоА.Ю. Формирование математической модели двигателя-прототипа и проектный расчет ГТД с использованием подсистемы АСТРА-ПР в PDM системе SmarTeam. [Электронный ресурс]. - Электр, текстовые и граф. данные (печатный аналог - 3 п.л.): электр. метод, указания. - Самара: Центр новых информ. технологий Самар. гос. аэрокосм, ун-та, 2007. - I электр. опт. диск (CD ROM).

19. Кузьмичев B.C., Кулагин В.В., Крупенич И.Н., Ткаченко А.Ю. Совместная работа узлов и расчет характеристик ГТД с использованием АСТРА-ВСХ в PDM системе SmarTeam. [Электронный ресурс]. - Электр, текстовые и граф. данные (печатный аналог - 2,5 п.л.): электр. метод, указания. - Самара: Центр новых информ. технологий Самар. гос. аэрокосм, ун-та, 2007. - 1 электр. опт. диск (CD ROM).

20. Кузьмичев B.C., Кулагин В.В., Крупенич И.Н., ТкаченкоА.Ю. Оптимизация и выбор параметров рабочего процесса ГТД по самолетным критериям эффективности с использованием АСТРА-ОПТ. [Электронный ресурс]. - Электр, текстовые и граф. данные (печатный аналог - 2,5 п.л.): электр. метод, указания. - Самара: Центр новых информ. технологий Самар. гос. аэрокосм, ун-та, 2007. - 1 электр. опт. диск (CD ROM).

Подписано в печать 22.04.2009 г. Тираж 100 экз.

Отпечатано с готового оригинала-макета

в типографии СГАУ 443086, г. Самара, Московское шоссе, 34.

ВВЕДЕНИЕ.

1 АНАЛИТИЧЕСКИЙ ОБЗОР РАБОТ,.ПОСВЯЩЕННЫХ ЭТАПУ НАЧАЛЬНОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД.:.

1.1 Особенности авиационного ГТД как объекта проектирования.

1.2 Аналитический обзор опубликованных работ по оптимизации параметров рабочего процесса ГТД.

1.3 Аналитический обзор опубликованных работ по оптимизации конструктивногеометрических параметров турбокомпрессоров ГТД.

1.4ГАналитический обзор опубликованных работ по оптимизации управления гтд.:.

1.5 Основные задачи исследования.

2 МОДЕЛИРОВАНИЕ ПОЛЕТА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И ОЦЕНКА ЕГО ЭФФЕКТИВНОСТИ.

2.1 Постановка задачи.

2.2 Математическая модель полета ЛА.

2.3 Численные методы решения системы дифференциальных уравнений.

2.4 Математическая модель летательного аппарата.

2.5 Математическая модель силовой установки.

2.6 Математическая модель ГТД.

2.6.1 Математическая модель входного устройства.

2.6.2 Математическая модель компрессора.

2.6.3 Математическая модель вентилятора.

2.6.4 Математическая модель канала наружного контура.

2.6.5 Математическая модель учета отбора рабочего тела из проточной части.

2.6.6 Математическая модель основной камеры сгорания.

2.6.7 Математическая модель турбины.

2.6.8 Математическая модель сумматора мощности.

2.6.9 Математическая модель трансмиссии.

2.6.10 Математическая модель камеры смешения.

2.6.11 Математическая модель форсажной,камеры сгорания.

2.6.12 Математическая модель конического сопла.

2.6.13 Математическая модель сопла Лаваля.

2.6.14 Математическая модель диффузорного выходного устройства.

2:6.15 Математическая модель воздушного винта.

2.6.16 Математическая модель основных данных ГТД:.

2.1 Численный метод решения системы нелинейных уравнений.

2.8 Математическая модель критериев эффективности.

3 МЕТОД ОП ТИМИЗАЦИИ УПРАВЛЕНИЯ ГТД IIO КРИТЕРИЯМ ЭФФЕКТИВНОСТИ ЛА.

3:1' Постановка задачи оптимизации управления ГТД.

3;2 Метод оптимизации функции управления.

3.3 Описание используемого метода численной параметрической оптимизации. 9li

3.4 Метод расчета целевой функции при многокрйтериальнойюптимизации ; управления с учетом ограничений;.94 s

4 АВТОМАТИЗИРОВА1П1АЯ ПОДСИСТЕМА ОПТИМИЗАЦИИ УПРАВЛЕНИЯ ГТД (АСТРА-ОПТ).

4; 1г Назначение подсистемы и решаемые задачи.

4.2 Концепция построения подсистемы.

4.3'Структура подсистемы и ее компоненты.98 v

4.4 Описание функционирования подсистемы.100;

5 АПРОБАЦИЯ РАЗРАБОТАННЫХ МЕТОДОВ.:.МО;

5.1 Определение параметров математической модели двигателя Д-ЗОКУ-154.110;

5.2 Моделирование полета среднемагистрального пассажирского самолета Ту- 154М;.

5.3 Оптимизация управления двигателями Д-ЗОКУ-154 среднемагистрального пассажирского самолета Ту-154М.

5.4 Внедрение результатов работы.

Актуальность проблемы

Разработка: проекта авиационного ГТД — это относительно небольшой по продолжительности, но чрезвычайно важный , по принимаемым решениям период жизненного цикла двигателя. В. результате проектирования, формируются необходимые. информационные модели как; по двигателю в .целом; так и по всем его элементам.Это, в конечном? счете, предопределяет облик двигателя, особенности его конструктивного воплощения, характер технологических процессов^ при производстве неэффективность летательного аппарата, на котором.он эксплуатируется.

G развитием методов? и средств проектирования авиационных газотурбинных двигателей- наибольшее распространение получил подход, при; котором оценка! проекта? осуществляется, на основании критериев эффективности системы более высокого уровня - летательного аппарата.

Эффективность, эксплуатации, пассажирских самолетов; в. главной» степени: обусловлена их топливной^экономичностыо: В последнее время в связи с истощением природных ресурсов углеводородного топлива; исследования в области снижения их потребления? и повышения; эффективности JIA приобретают все большую актуальность. За весь срок эксплуатации среднемагистрального' пассажирского; самолета расход горюче-смазочных материалов имеет внушительную величину и в* денежном эквиваленте может составлять более 90% от стоимости жизненного цикла; двигателя. Поэтому топливная экономичность проектируемого газотурбинного-двигателя при; эксплуатации; в; системе летательного аппарата является основным залогом его конкурентоспособности на мировом рынке.

На начальном этапе проектирования газотурбинных двигателей можно выделить следующие основные направления повышения их эффективности:

- повышение уровня и оптимизация параметров рабочего процесса ( Тг v ПкХ , m , тс* );

-разработка двигателей, с более совершенным термодинамическим циклом; и развитым управлением элементами,проточной.части;

- применение альтернативных видов топлива;

- разработка и применение более адекватных методов оценки технико-экономических критериев эффективности ГТД в системе JIA;

- оптимизация управления силовой установкой в процессе полета JIA.

На протяжении полета, от взлета до посадки, условия и режимы работы силовой, установки изменяются в широком диапазоне. На значения критериев эффективности системы ЛА-ГТД наряду со значениями параметров рабочего процесса ГТД значительное влияние оказывает изменение функции управления двигателем по траектории полета. Вследствие этого достоверные значения критериев эффективности JIA и области оптимальных параметров ГТД могут быть получены только путем моделирования полета летательного аппарата.

При достигнутом высоком уровне параметров рабочего процесса газотурбинных двигателей актуальной является задача дальнейшего повышения эффективности эксплуатации летательных аппаратов путем оптимизации управления ГТД по критериям эффективности JIA, рассчитываемых с учетом моделирования полета по заданной траектории.

Кроме того, важной и актуальной задачей является создание автоматизированной системы, позволяющей решать весь комплекс задач проектирования ГТД и интеграция ее с системами автоматизированного, проектирования JIA.

Цель исследования

Целью исследования является повышение эффективности и снижение стоимости жизненного цикла авиационных газотурбинных двигателей за счет разработки методов и средств оптимизации управления ими в системе JIA.

Методы исследования

Для решения поставленных задач использованы методы теории рабочих процессов ГТД, системного анализа, исследования операций, теории оптимального управления, математического моделирования, вычислительной математики и САПР.

Научная новизна

1. Разработана усовершенствованная математическая модель полета J1A, позволяющая исследовать влияние управления двигателями на динамику полета JIA и* его критерии эффективности.

2.Разработана математическая модель определения критериев эффективности JIA по результатам моделирования его полета.

3.Разработаны.усовершенствованые математическая модель ГТД и метод расчета его характеристик, позволяющие повысить надежность получения, результатов расчета параметров двигателя в широком диапазоне режимов работы,и внешних условий, а также сократить время численного моделирования полета ДА- и оптимизации управления его двигателями.

4.Впервые разработан метод оптимизации»управления ГТД, позволяющий повысить эффективность JIA за счет выбора наиболее рационального управления-его силовой установкой.

5. Разработана автоматизированная подсистема' оптимизации управления ГТД (АСТРА-ОПТ), входящая в состав автоматизированной системы термогазодинамического расчета и анализа газотурбинных двигателей и энергетических установок (АСТРА), которая позволяет, в комплексе решать задачи выбора оптимальных параметров рабочего процесса, расчета эксплуатационных, характеристик и оптимизации управления ГТД произвольных типов и схем.

Практическая значимость,

Разработанные методы и новые результаты, полученные в диссертации позволяют повысить эффективность проектируемых ГТД и' сократить сроки их проектирования за* счет целенаправленного поиска рационального способа управления двигателями и более точного расчета критериев эффективности JIA по результатам моделирования его полета, что также может быть использовано- при оптимизации параметров рабочего процесса двигателя.

Практическая значимость диссертации подтверждается тем, что она выполнялась в рамках инновационной образовательной программы «Развитие центра компетенции и подготовка специалистов мирового уровня в области аэрокосмических и геоинформационных технологий», а также темы «Развитие теоретических основ оптимального проектирования двигателей атмосферных летательных аппаратов* и энергетических установок» по заданию Федерального агентства по образованию и целевой программы «Развитие научного потенциала высшей школы».

Результаты исследований по оптимизации управления ГТД, разработанная автоматизированная система термогазодинамического расчета и проектирования ГТД внедрены в учебный процесс кафедры теории двигателей летательных аппаратов СГАУ.

Кроме того, разработанная автоматизированная система термогазодинамического расчета и проектирования ГТД (АСТРА) нашла практическое применение на кафедре «Турбинные двигатели и установки» ГОУ ВПО «Санкт-Петербургский государственный политехнический университет» (гос. контракт №528/07-ГК).

Апробация работы

Основные положения диссертационной работы, научные и практические результаты докладывались на Международной научно-технической конференции "Авиадвигатели XXI века" (Москва, ЦИАМ, 2005); Международной научно-технической конференции "Проблемы и перспективы развития двигателестроения" (Самара, СГАУ, 2006); X Всероссийской научно-технической конференции «Аэрокосмическая техника и высокие технологии — 2007» (Пермь, ПГТУ, 2007); на научно-технических совещаниях и семинарах СГАУ и Санкт-Петербургского государственного политехнического университета.

Публикации

По теме диссертации опубликована 20 работа, в том числе три статьи в рецензируемом журнале, рекомендованном ВАК, два учебных пособия, 9 материалов конференций, одно электронное учебное пособие и три электронных методических указания, изданных в рамках национального проекта «Образование».

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В результате проведенных исследований разработан и реализован метод оптимизации управления ГТД по критериям эффективности системы JIA, позволяющий развить теорию и методы начальных этапов проектирования авиационных ГТД.

Были получены следующие основные научные результаты:

1. Разработана усовершенствованная математическая модель полета JIA, которая позволяет на этапе начального проектирования ГТД более точно учитывать влияние многорежимности работы двигателей на значения критериев эффективности JIA, а также исследовать влияние управления двигателями на динамику полета JIA и изменение его параметров по траектории полета.

2. Разработана математическая модель определения критериев эффективности JIA по результатам моделирования его полета, которая позволяет повысить адекватность количественной оценки критериев эффективности по сравнению с существующими методами. Кроме того, данная математическая модель-позволила установить количественную связь между функцией управления» ГТД и целевой функцией, рассчитываемой по совокупности критериев эффективности JTA, в задаче оптимизации управления ГТД.

3. Разработаны усовершенствованые математическая модель ГТД и метод расчета его характеристик, обладающие высокой надежностью получения результатов в широком диапазоне исходных данных и позволяющие сократить время численного моделирования полета JIA и оптимизации управления его двигателями. Использование универсального подхода к описанию математической модели ГТД позволило реализовать возможность формирования в автоматизированном режиме математической модели ГТД произвольного типа и схемы, а также решать с ее помощью широкий круг задач темогазодинамического проектирования ГТД.

4. Впервые разработан метод оптимизации управления ГТД по совокупности критериев эффективности JIA. Данный метод позволяет повысить эффективность JIA за счет направленного поиска оптимального сочетания параметров регулирования ГТД и их изменения'по траектории полета с учетом ограничений на режимы полета JTA и значения параметров рабочего процесса двигателя. На примере оптимизации двигателями самолета Ту-154М показано, что по сравнению с типовыми программами полета, оптимизированное управление двигателями позволяет достичь значительного экономии топлива, которая при полете на максимальную дальность составляет более 9%.

5. Разработана автоматизированная подсистема оптимизации управления ГТД (АСТРА-ОПТ), которая предназначена для выбора оптимального варианта управления ГТД на основных участках траектории полета по совокупности критериев эффективности J1A.

6. Достоверность полученных в работе результатов подтверждается хорошей сходимостью результатов моделирования полета Ту-154М с фактическими данными.

1. Аксенов, А.Б. Исследование возможностей системы увеличения подъемной силы и адаптивного управления силовыми установками для улучшения посадочных характеристик маневренного самолета Текст./ А.Б. Аксенов [и др.] // Техника воздушного флота. 1995. - N 3/4.

2. Алиев, А.В. Технология математического моделирования при решении задач проектирования тепловых двигателей и установок Текст./ А.В.Алиев//Полет. — 2002. N 9. - С. 46-49.

3. Андреева, Е.А. Вариационное исчисление и методы оптимизации Текст.: учебное пособие для университетов/ Е.А. Андреева, В.М. Цирулева — М.:Высш. шк., 2006. -584 с.

4. Аоки, М. Введение в методы оптимизации Текст./ М. Аоки. М.: Наука, 1977.- 344 с.

5. Арсеньев, JI.B. Комбинированные установки с газовыми турбинами Текст.// J1.B Арсеньев, В.Г. Тырышкин. —JL: Машиностроение, 1982. — 247 с.

6. Ахмедзянов, A.M. Математические модели авиационных двигателей произвольных схем (компьютерная среда DVIG): учебное пособие/ под ред. A.M. Ахмедзянова — Уфа: Уфимск. гос. авиац. техн. Ун-т, 1998.-128 с.

7. Ахмедзянов, A.M. Проектирование авиационных ГТД Текст./ А.М. Ахмедзянов, В .П. Алаторцев, Х.С. Гумеров и др. —Уфа: изд. УАИ, 1987. 227 с.

8. Ахмедзянов, Д.А. Методология имитационного моделирования неустановившихся режимов работы авиационных ГТД Текст./ Д.А. Ахмедзянов, Е.С1 Власова,

9. A.Е. Киншалов// Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета им. С.П. Королева. 2006. — N 2, ч. 2. - С. 41-44.

10. Белоусов, А.Н. Проектный термогазодинамический расчет основных параметров авиационных лопаточных машин Текст./ А.Н. Белоусов [и др]. — Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм, ун-та, 2006. 316 с.

11. Бехтир, В.П. Практическая аэродинамика самолета Ту-154М Текст./ В.П. Бехтир,

12. B.М. Ржевский, В.Г. Ципенко. — М.: Воздушный транспорт, 1997. — 288 с.

13. Богуслаев, А.В. Современные информационные технологии в авиадвигателестроении Текст. / А.В. Богуслаев, В.И. Дубровин, И.А. Набока // Вестник двигателестроения. -2004,- N4,- С. 18-22.

14. Бочкарев, А.Ф. Аэромеханика! самолета: Динамика полета Текст.: учебник для авиационных вузов/ А.Ф. Бочкарев [и др.]; под общ. ред. А.Ф. Бочкарева и

15. B.В. Андреевского. — М.: Машиностроение, 1985. — 360 с.

16. Брусов, B.C. Оптимальное проектирование летательных аппаратов: Многоцелевой подход Текст./ B.C. Брусов, С.К. Баранов. — М.: Машиностроение, 1989. — 232 с.

17. Будя, А.П. Справочник по САПР Текст./ А.П. Будя [и др.]. К.: Тэхника, 1988. — 375 с.

18. Быков Н.Н. Выбор основных параметров турбокомпрессоров авиационных ГТД на ЭВМ в режиме диалога Текст./ Н.Н. Быков [и др.]; под общ. ред. О.Н. Емина. —М.: МАИ, 1990. -92 с.

19. Голланд, А.Б. Программный комплекс ГРАД для расчета газотурбинных двигателей Текст./ А.Б. Голланд [и др.]// Изв. вузов. Авиационная техника. 1985.- №1.1. C.83-86.

20. Горюнов, И.М. Метод представления характеристик компрессоров в математических моделях газотурбинных двигателей Текст./ И.М. Горюнов// Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета им. С. П. Королева. 2006. - N 3. -С. 7-12.

21. Григорьев, В.А. Вертолетные газотурбинные двигатели Текст./ В.А. Григорьев, В.А. Зрелов, Ю.М. Игнаткин.-М.:Машиностроение, 2007. 491с.

22. Гуревич, О.С. Интегрированное управление силовой установкой многорежимного самолетаТекст./ О.С. Гуревич, Ф.Д. Гольдберг, О.Д. Селиванов; под общ. ред. О.С. Гуревича. — М.: Машиностроение, 1993. — 304 с.

23. Гуревич, О.С. Система автоматического управления ТРДД для магистральных самолетов Текст./ О.С. Гуревич, Ю.С. Белкин, А.И. Гулиенко// Техника воздушного флота. 2005. - Т. LXXIX(79), N 3-4. - С. 73-78. - (75 лет ЦИАМ)

24. Дружинин, JI.H. Алгоритмы и подпрограммы расчета термодинамических параметров воздуха и продуктов сгорания углеводородных топлив в ГТД Текст./ Л.Н. Дружинин, А.И. Швец, Н.С. Малинина. М.: ЦИАМ, техн. Отчет №8787, 1979.85 с.

25. Дружинин, JI.H. Математическое моделирование ГТД на современных ЭВМ при исследовании параметров и характеристик авиационных ГТД Текст./ Л.Н. Дружинин, А.И. Швец, А.И. Ланшин. М.: ЦИАМ, труды № 832, 1979,- 45 с.

26. Егер, С.М. Основы авиационной техники Текст.: учебник/ С.М. Егер, А.М, Матвиенко, ИА, Шаталов; под ред. И.А. Шаталова. Изд. Третье, испр. и доп. -М.Машиностроение, 2003.- 720 с.

27. Егер, С.М. Основы автоматизированного проектирования самолетов Текст.: учебное пособие для студентов авиационных специальностей вузов/ С.М. Егер, Н.К. Лисейцев, О.С. Самойлович. М.: Машиностроение, 1986.-232 с.

28. Емин, О.Н. Выбор основных параметров компрессоров ГТД Текст./ О.Н. Емин,

29. A.С. Новиков,- М.: МАИ, 1982. 33 с.

30. Емин, О.Н. Исследование рабочего процесса, характеристик ВРД и их лопаточных машин Текст.: Сб. науч. трудов./ О.Н. Емин, А.С. Новиков. М.: МАИ, 1983. - 74 с.

31. Иванов, В.В. Метод выбора оптимального технического решения при проектировании ГТУ Текст./ В.В. Иванов, И.Л. Осипов// Известия высших учебных заведений. Авиационная техника : науч.-техн. журн. 2007. -N1. - С. 61-64.

32. Иродов, Р.Д. Формирование облика маневренного самолета (выбор аэродинамической компоновки и основных параметров) Текст./ Р.Д. Иродов, Д.В. Николаев// Техника воздушного флота. 2006. - Т. LXXX, N 1. - С. 31-39.

33. Клячкин, А.Л. Теория воздушно-реактивных двигателей Текст./ А.Л. Клячкин. М.: Машиностроение, 1969.- 512 с.1

34. Коровкин, В.Д. Исследование путей сокращения числа ступеней турбокомпрессорной группы авиационных газотурбинных двигателей Текст./

35. Кузьмичев, B.C. Алгоритм оптимизации конструктивно-геометрического облика турбокомпрессора ГТД в САПР Текст./ B.C. Кузьмичев, Ю.М. Сивцов// Известия вузов. Авиационная техника. 1990. № 2. - С.115-117.

36. Кузьмичев, B.C. Выбор параметров и проектный термогазодинамический расчет авиационных газотурбинных двигателей Текст./ B.C. Кузьмичев, В.Г. Маслов, В.А. Григорьев. Куйбышев: КуАИ, 1984. - 176 с.

37. Кузьмичев, B.C. Выбор рациональной размерности и параметров рабочего процесса унифицированного ТРДД для семейства дозвуковых самолетов Текст./

38. B.C. Кузьмичев, М.А.Морозов, Е.Д.Стенькин// Известия вузов. Авиационная техника. 1988. №2. - С.67-71.

39. Кузьмичев, B.C. Метод согласования конструктивно-геометрических параметров турбокомпрессоров малоразмерных ГТД в САПР Текст./ B.C. Кузьмичев, Ю.М. Сивцов// Известия вузов. Авиационная техника. 1990.*№ 1. С.50-53.

40. Кузьмичев, B.C. Проблемы оптимизации программ регулирования газотурбинных двигателей по критериям эффективности летательного аппарата Текст./

41. B.C. Кузьмичев и др.// Материалы X Всероссийской научно-технической конференции «Аэрокосмическая техника и высокие технологии — 2007» (25-26 июня 2007 года, Пермь). — Изд-во Пермского государственного технического ун-та, 2007. —1. C.161-163.

42. Кузьмичев, B.C. Проектный расчет основных параметров турбокомпрессоров авиационных ГТД Текст.: учебное пособие/ B.C. Кузьмичев, А.А.Трофимов. -Куйбышев. КуАИ, 1990.- 70 с.

43. Кузьмичев, B.C. Экспертная оценка научно-технического уровня проекта авиационного ГТД Текст./ B.C. Кузьмичев, В.Г. Маслов, М.А. Морозов// Известия Вузов. Авиационная техника. 1992, № 4. С.50-55.

44. Кузьмичев, B.C. Энергопотребление как критерий оптимизации летательных аппаратов и их двигателей Текст./ B.C. Кузьмичев, В.Г. Маслов, Н.М. Боргест// В кн.: Научные чтения по авиации и космонавтике 1979-80 г.г. М.: Наука, 1980, С.161-167.

45. Кулагин, В.В. Выбор закона регулирования, анализ совместной работы узлов и расчет характеристик ГТД Текст.: методические указания/ В.В. Кулагин, С.К. Бочкарев, B.C. Кузьмичев. Куйбышев, КуАИ, 1990. - 68 с.

46. Кулагин, В.В. Совместная работа узлов и характеристики ГТД Текст.: методические указания/ В.В.Кулагин, С.К. Бочкарев, B.C. Кузьмичев.- Куйбышев: КуАИ, 1986.42 с.

47. Локай, В.И. Газовые турбины двигателей летательных аппаратов. Теория. Конструкция и расчет Текст./ В.И. Локай, М.К. Максутова, В.А. Стрункин. М.: Машиностроение, 1979. - 447 с.

48. Лянцев, О.Д. Алгоритмы цифрового управления ТРДД Текст./ О.Д. Лянцев // Авиакосмическое приборостроение. 2005. - N 11.- С.22-25.

49. Макаров В.Е. К вопросу о создании специализированной среды разработки и поддержки жизненного цикла авиационных двигателей Текст./ В.Е. Макаров, В.Д. Коровкин// Техника воздушного флота. 2005. - Т. LXXIX(79), N 3-4. - С.90-101.

50. Маслов, В.Г. Теория выбора оптимальных параметров при проектировании авиационных ГТД Текст./ В.Г. Маслов. М.: Машиностроение, 1981.- 127 с.

51. Маслов, В.Г. Теория и методы начальных этапов проектирования авиационных ГТД Текст./ В.Г. Маслов [и др.] Самара: Самар. гос. аэрокосм, ун-т, 1996.- 147 с.59