автореферат диссертации по энергетическому, металлургическому и химическому машиностроению, 05.04.12, диссертация на тему:Разработка принципов построения оптимального газогенератора малоразмерного авиационного газотурбинного двигателя



""У

ШАРОВА НАТАЛЬЯ АНАТОЛЬЕВНА

РАЗРАБОТКА ПРИНЦИПОВ ПОСТРОЕНИЯ ОПТИМАЛЬНОГО ГАЗОГЕНЕРАТОРА М АЛОРАЗМЕРНОГО АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБШШОГО ДВИГАТЕЛЯ

Специальность 05.04Л2 - Турбомашнны и комбинированные

турбоуспишвки

АВТОРЕФЕРАТ диссертации из соискание ученой степени кандидата технических наук

2 5 НОЯ 2010

Санкт-Петербург - 2010

004613732

Работа выполнена в государственном образовательном учреждении высшего профессионального образования «Санкт-Петербургский государственный политехнический университет»

Научный руководитель:

доктор технических наук, профессор Рассохин Виктор Александрович

Официальные оппоненты:

доктор технических наук:

кандидат технических наук

Ануров Юрий Михайлович. Ерохин Сергей Константинович

Ведущая организаций:

Санкт-Петербургский государственный университет гражданской авиации

Защита состоится 30 ноября 2010 г, на заседании диссертационного совета Д 212.229.06 при ГОУ ВПО «Санкт-Петербургский государственный политехнический университет» но адресу: 195251, Санкт-Петербург, 'Политехническая ул., 29

С диссертацией можно ознакомиться в фундаментальной библиотеке ГОУ ВПО «Сангг-Петербургскш! государственный нолитехнический университет»

Автореферат разослан «...............»..........................................2010 г.

Ученый секретарь

Талалов В.Л

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность проблемы. В конце XX века в мире были заложены научные предпосылки для создания авиационных двигателей нового поколения. В результате многочисленных исследовательских работ в различных областях сформировался их конструктивно-технологический и параметрический облик.

Авиационное двигателестроение в России сегодня постепенно выходит из кризиса. Созданы объединенные корпорации, государство начинает выделять средства под федеральные целевые программы развития.

Для реализации на существующих и перспективных двигателях новых технических решений необходимо изменить концепцию проектирования двигателя. Двигатель нового поколения должен быть легко адаптируем к любому нововведению технологического или материаловедческого характера с минимальными изменениями в конструкции основных узлов.

Большую часть стоимости разработки нового двигателя (от 40 до 70% - в зависимости от конструктивной схемы) составляет стоимость разработки газогенератора. Именно поэтому, авиадвигателестроители во всем мире используют удачно спроектированные и испытанные эксплуатацией газогенераторы для создания семейств двигателей различного назначения. Однако диапазон мощности, охватываемый семейством двигателей, созданных на базе одного газогенератора невелик и составляет 15...20%. В связи с этим, была поставлена задача исследования возможности создания газогенератора, позволяющего получить двигатели с увеличением мощности в несколько раз относительно мощности самого газогенератора.

Данная работа посвящена разработке научно-технических основ создания в короткие сроки и с минимальными затратами малоразмерных газотурбинных двигателей (МГТД) различных схем любого назначения с использованием оптимального газогенератора. Для обозначения разрабатываемого газогенератора использован термин «универсальный газогенератор» (УГГ).

Эффективность создания ГТД на базе УГГ определяется значительным сокращением сроков ОКР и уменьшением стоимости разработки нового двигателя, а также повышение топливной экономичности, получением возможности отработки новых технических решений сразу для нескольких двигателей, повышением надежности и долговечности конструкции в связи с применением отработанных технических решений.

Цель работы - разработка концепции и принципов создания универсального газогенератора располагаемой мощностью в диапазоне от 900 до 2700 кВт и, на его базе, авиационных МГТД различных конструктивных схем и назначения.

Для достижения цели были поставлены и решены следующие задачи:

- разработаны принципы построения универсального газогенератора для малоразмерных газотурбинных двигателей (МГТД);

- исследованы характеристики узлов УГГ, с виртуальной постановкой его в двигатель, дополненный контуром низкого давления;

- разработана математическая модель (ММ) многорежимной оптимизации (МО) универсального газогенератора для МГТД;

- созданы ММ МО основных элементов МГТД;

- разработаны ММ основных типов движителей;

- сформирован программный комплекс МО МГТД;

- проведен численный эксперимент по постановке спроектированного газогенератора в ГТД различных типов и назначения.

Научная новизна работы заключается в том, что:

- разработаны инновационные принципы подхода к созданию МГТД с применением УГГ в диапазонах мощности 735...2270 кВт и тяги 2,5...14 кН, ведущие к снижению стоимости разработки, производства, испытаний и технического обслуживания;

- применен системный подход к МО газогенератора, основанный на сформулированной совокупности критериев оптимальности, целевых функций и параметров оптимизации, исходных параметров для каждой задачи оптимизации, ограничений, объединенных структурой иерархической модели оптимизации;

- предложен метод выбора оптимальных параметров газогенератора турбовальных и турбореактивных МГТД на основе универсальной целевой функции;

- разработана ММ иерархического типа МО МГТД, построенная с использованием функционально-структурной декомпозиции и состоящая из взаимосвязанных ММ МО элементов тепловой схемы (движителя, стартера-энергоузла, непосредственно газогенератора, включающего компрессор, камеру сгорания и турбину компрессора, турбины низкого давления или свободной турбины, редуктора), эта модель позволяет проводить оптимизацию, многоцелевые численные исследования при различной совокупности исходных конструктивных и режимных параметров;

- в результате МО предложены параметры газогенератора, обеспечивающие минимальное значение удельного расхода топлива при максимальных значениях удельной мощности (тяги) двигателя, к которым можно стремиться при создании двигателя следующего поколения.

Практическая ценность работы:

- обоснован выбор перспективных схем малоразмерных газотурбинных двигателей различных типов на основе УГГ;

- проведен анализ характеристик узлов газогенератора в зависимости от условий работы в различных типах двигателей;

- разработаны рекомендации по проектированию МГТД на базе универсального газогенератора, обеспечивающие многоцелевое назначение и большой разброс эксплуатационных параметров;

- разработана модель вычислительного процесса МО МГТД, обеспечивающая необходимые графики нагрузок при минимальном расходе топлива, позволяющая проводить оптимизацию и численные эксперименты как МГТД в целом, так и отдельных его элементов с учетом их взаимного влияния;

- определены требования к конструкционным материалам для наиболее нагруженных деталей газогенератора, проанализированы существующие конструкционные материалы;

- определены пути реализации программы;

- разработаны рекомендации по созданию универсального газогенератора для авиационных ГТД.

Апробация работы. Основные результаты диссертационной работы докладывались и обсуждались на третьей научно-практической конференции молодых ученых и специалистов. М.: ОАО «ОКБ Сухого», 2005; II международной научно-технической конференции «Авиадвигатели XXI века». М.: ЦИАМ, 2005; 5-й

международной конференции «Авиация и космонавтика-2006», М.: МАИ, 2006; Всероссийской межвузовской научно-технической конференции студентов и аспирантов. 26.09-1.12.07. Санкт-Петербург. Политехнический университет, 2008 г; XXVIII Российской школе по проблемам науки и технологий 24-26 июня 2008 г. Миасс; МГТУ им. Н.Э.Баумаиа, 2008 г. Москва; МГУ, 2009 г., Москва, международной научно-технической конференции «Проблемы и перспективы развития двигателестроения», 24-26 июня 2009 г., Самара.

Публикации. Основное содержание работы отражено в 10 научных трудах, список которых приведен в конце автореферата.

Объем и структура диссертации. Работа состоит из введения, шести глав, заключения, списка литературы и пяти приложений.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении показаны предпосылки возникновения темы, обоснована актуальность проведенных исследований, сформулированы цели работы, научная новизна и практическая значимость.

Введено понятие «универсальный газогенератор», показаны преимущества универсальности газогенератора для создания МГТД различных конструктивных схем на базе УГГ. Сформулированы условия эффективности создания МГТД на базе УГГ, определены основные конструктивные схемы двигателей, обозначены основные положения, выносимые на защиту.

В главе 1 рассмотрено современное состояние МГТД различных схем, проведен анализ зарубежных программ, посвященных разработке авиационных газотурбинных двигателей (АГТД). Представлена классификация существующих МГТД по мощности. Рассмотрены поколения МГТД, определены границы каждого поколения.

Представлен обзор существующих авиационных МГТД и летательных аппаратов, на которых они установлены. Предложено разделение МГТД на типоразмеры. Рассмотрены возможные схемы для построения ММ, включающие разрабатываемый газогенератор. Обоснован выбор показателей и характеристик авиационных ГТД.

Рассмотрены тенденции развития АГТД, обозначены требования к конструкционным материалам для наиболее нагруженных частей двигателя. Ограничение но рабочей температуре газа в МГТД зависит от технологической возможности изготовления охлаждаемой лопатки, что сильно повышает требования к конструкционным материалам.

Определены цели и задачи исследования и пути их решения.

В главе 2 сформулированы принципы построения газогенератора. Определены научные аспекты создания УГГ для МГТД.

При помощи предварительных термодинамических расчетов определены параметры газогенератора. Для получения ТВаД мощностью 735,5 кВт (1000 л.с.) выбрана точка: Т вш.кс = '265 К, я к = 7, при Овх к = 3,6 кг/с, Сгвых.к = 0,716 кг/с, Се = 0,332 кг/(кВт ч) (0,244 кг/(л.с.-ч)). Коэффициенты полезного действия: г| КаД = 0,78, г) Таа = 0,87. Тяга одновального ТРД, состоящего из этого же газогенератора - 2,5 кН. Удельный расход топлива при этом - Сл = 27,5 г/кН с (0,97 кг/кгс ч).

Для определения диапазона мощности ряда двигателей, которые возможно построить на базе УГГ, произведен расчет двухвалыюй конструкции с основным ограничением: сохранены приведенные расходы воздуха по основным сечениям

р р

газогенератора •—Л-^-. Оценен мощностной ряд от 735 до 7355 кВт.

Р1 УТн

Степень повышения давления вентилятора при максимальной мощности двигателя повышается до 4,3, температура газа перед рабочим колесом турбины возрастает до 2000 К. Сегодня научились справляться с такими температурами в больших двигателях, однако, для малоразмерных двигателей это будущее.

Анализ экономичности, массогабаритных и других показателей позволил сформулировать принципы построения газогенератора:

- обеспечение постоянных значений приведенного расхода воздуха через основные сечения и углов потока на входе и выходе газогенератора;

- упрощение конструкции, управление рабочим процессом;

- повышение параметров рабочего процесса, увеличение КПД узлов, снижение гидравлических потерь по тракту двигателя;

- применение перспективных материалов с низким удельным весом;

- разработка механических систем, интеграция подсистем и систем активного управления и управления техническим состоянием;

- минимальное воздействие на окружающую среду;

- уменьшение стоимости владения (производства, ТО и разработки);

- адаптация к переменным требованиям ЛА различного назначения;

- повышение надежности и долговечности конструкции.

Для унификации оценки двигателей прямой (ТРД, ТРДД) и непрямой (ТВД, ТВаД) реакции вводится универсальный параметр - располагаемая мощность: ^расл = С,-Но,

где, О - физический расход газа на выходе из турбины газогенератора, Но - полный располагаемый перепад:

кг-Г

Но -срг 'ТВЬ1Х.Т(ГГ) '

1-

Рвых.Т(ГГ)

Располагаемая мощность рассчитанных простейших ТВаД и ТРД одинакова: NpaciI = 916 кВт.

Проведен расчет базовой модели универсального газогенератора с учетом всех вышеизложенных аспектов и принципов построения и получены характеристики узлов при Н=0, Мп=0, МСА.

В главе 3 разработана структура и математическая модель газогенератора авиационного ГТД. Рассмотрена классификация и возможные тепловые схемы двигателей. Обоснована достаточность разделения тепловых схем. Описана структура газогенератора. Рассмотрены основные функции и структура системы автоматического регулирования ГТД (САР). Выявлены тенденции развития. Определена программа управления режимами. Разработана иерархическая модель газогенератора МО МГТД.

Системный подход к проектированию МГТД различных типов требует выделить газогенератор в самостоятельный объект оптимизации (нижний иерархический уровень МО МГТД). При решении задач МО был определен состав параметров, которыми ММ газогенератора обменивается с внешней моделью МО

МГТД (рис.1). Вся информация, которая использовалась в процессе решения задачи МО, была разделена на исходную, промежуточную и искомую.

Рис. 1. Принципиальная схема потоков информации при многорежимной оптимизации газогенератора в составе МГТД

Исходная информация формируется из промежуточной, получаемой на предшествующих стадиях МО элементов МГТД, и внешней информации, поступающей с верхнего иерархического уровня МО МГТД и входит в техническое задание на проектирование МГТД (график нагрузок УГГ). Промежуточная информация формируется в процессе решения задач МО и служит исходной на последующих стадиях для элементов МГТД. Искомая информация подразделяется на внутреннюю (оптимизация геометрических и термодинамических параметров) и внешнюю, осуществляющую связь с общей моделью МО МГТД (внешняя обратная связь).

При МО МГТД с УГГ необходимо правильно определить оптимизируемые параметры, ограничения и целевую функцию.

ММ УГГ представлена в виде ММ алгоритмического типа для процессов в УГГ в одномерной постановке. Уравнения, описывающие процессы в УГГ группируются в отдельные блоки. Блочная модель проточной части содержит в себе основные уравнения, описывающие термогазодинамические процессы, подмодели определения потерь энергии на основании результатов физического моделирования и вычислительные процедуры.

Структура иерархической модели МО МГТД с УГГ приведена на рис.2, функционирование каждой ММ осуществляется следующим образом. Из блока Б (верхний иерархический уровень) внешняя исходная информация поступает в соответствующие блоки 1...5 ММ элементов МГТД. Внешняя исходная информация включает в себя график нагрузок и тип движителя (турбина низкого давления (силовая), сопло), газодинамические и конструктивные характеристики, а также банки данных элементов газогенератора, схемы регулирования, термодинамические характеристики рабочего тела, топлива, ограничения и т.д.

В результате МО каждого элемента схемы формируются:

- внутренняя искомая информация (массогабаритные и геометрические характеристики, характеристики регулирующих органов, показатели эффективности на каждом из заданных режимов), которая аккумулируется в блоке Д сбора внутренней искомой информации;

- внешняя искомая информация (вырабатываемая или потребляемая мощность, потери мощности, расход топлива) передается в блок С для формирования целевой функции и блок В.

1 - нагрузочное устройство

2 - стартер-энергоузел

3 - универсальный газогенератор

4 - турбина низкого давления

(силовая турбина)

5 - редуктор винта

(промежуточный редуктор)

Рис.2. Формализованная структурная схеме МО МГТД с УГТ для вычислительного процесса

Реализация структуры ММ МО осуществляется в формировании промежуточной внутренней информации каждого элемента схемы и передачи этой информации в виде промежуточной внешней информации к последующему элементу схемы, начиная с движителя.

Б - блок ввода информации

В - блок баланса мощностей

С - блок формирования целевой функции

К промежуточной информации относятся мощности, частоты вращения и параметры рабочего процесса каждого элемента на ¡-том режиме.

Структура блока 3 МО позволяет определить конфигурацию, параметры и кинематическую схему, исходя из обеспечения минимального количества подведенного тепла и с соблюдением равенства приведенных расходов по основным сечениям газогенератора.

Блок В баланса мощностей обеспечивает соблюдение уравнения:

где, на 1-том режиме:

Ыс - эффективная мощность турбины: N.. = О, • Н0

Ык, 1МД, Ысг) - мощности, подведенные соответственно к компрессору, движителю и стартеру-энергоузлу (при работе в режиме энергоузла).

Д1М.

При не обеспечении условия-— < £м организуется цикл итераций.

Целевая функция МО формируется в блоке С:

А, ---------

где, на 1-том режиме:

ДЫЛ - потери мощности в движителе;

в, - массовый расход топлива;

Д1 - продолжительность работы на режиме;

Ни - низшая теплотворная способность топлива.

Итерационный процесс МО газогенератора осуществляется изменением частоты вращения ротора и параметров рабочего тела на каждом режиме.

Оптимизация параметров и режимов работы газогенератора осуществляется в многоэтапном вычислительном процессе, заданном уравнениями ММ двигателя и глобальной целью оптимизации системы:

N„

Ix

[X3N X4N -X5N ~X1AN

y 1 pacn s=i

J,.,oo =-7— =--:-->max

z(GT -Atsj

S=1

где, x3N - эффективная мощность, развиваемая газогенератором;

Х1дм, x2an~ потери мощности в нагрузочном устройстве и стартере-энергоузле; X4N, x5n - мощность ТНД и редуктора.

Из вида глобальной цели следуют локальные цели последовательной оптимизации газогенератора, состоящие в уменьшении затрат и потерь мощности в каждом узле, составляющем двигатель: Ji = ANi -» min, i = 1 ...2 Jj = Nj -> min, j = 4 ...5

Ats - длительность временного интервала, определяющего работу газогенератора

bs- режиме работы. Последовательность оптимизации элементов (функциональных узлов) двигателя определяется алгоритмом, приведенным на рис.2.

Решение задачи последовательной оптимизации должно осуществляться при выполнении на каждом шаге вычислительного процесса уравнения баланса мощностей: x|N -xs4AN -xs5AN -х*ды -xs2AN =0,

которое выступает в роли связывающего или координирующего условия решения задачи глобальной оптимизации.

Таким образом, ММ вычислительного процесса строится в виде динамической модели с дискретным временем в конечномерном пространстве:

Х(к+1) = Ф(х(к))

где: х(к) = (Х|Т(к), Х2Т(к),... х,т(к))т - вектор искомых оптимальных (субоптимальных) решений;

Ф(х(к)) = (v|/,t(x(k), v|/2'(x(k),... \|/,'(х(к))т- векторная функция, определяющая процесс нахождения оптимального (субоптимального) решения.

Базовые уравнения, использованные при расчете, совпадают с уравнениями общепринятых отечественных и зарубежных программных продуктов, созданных для термодинамического расчета ГТД.

В главе 4 проводится численный эксперимент, в результате которого при помощи полученной ММ выполнена оптимизация и исследование базовой модели. Выявлены графики нагрузок газогенератора и проанализирована возможность применения оптимального газогенератора на двигателях различных типов и назначения.

Проведенный расчет различных типов двигателей показал, что при аналогичных режимах поведение газогенератора одинаково. Однако следует принимать во внимание тот факт, что полетные циклы различных типов ЛА имеют отличия, следовательно, влияют на условия работы наиболее нагруженных деталей и ресурс двигателя.

При проведении численного эксперимента рассматривались характерные режимы работы, при которых газогенератор испытывает наиболее значительные нагрузки.

Базовые характеристики турбины и компрессора в стендовых условиях (Н=0, Мп=0, МСА) приведены на рис. 3 а и б.

Рассмотрены чрезвычайные режимы и наложены граничные условия. Коэффициент для режима ЧР в расчете принят максимальный из всех рассмотренных двигателей - 1,25. У высокотемпературных современных серийных МГТД с Т , > 1500 К коэффициент чрезвычайного режима значительно меньше и составляет около 1,10.

При оптимизации характеристик МГТД выделяются задачи двух типов. Локальные задачи оптимизации целевых функций отдельных структурных единиц, сводящиеся к поиску оптимальных значений параметров и состояний, и оптимизации целевой функции МГТД с учетом связей между блоками и существующими физическими и структурными ограничениями.

Разработанная методика позволяет проводить МО как МГТД в целом, так и отдельных его элементов. Оптимизация может быть выполнена на заданный график нагрузок, а также дает возможность получить унифицированную геометрию проточной части УГГ для различных режимных параметров рассмотренных элементов МГТД.

В процессе эксперимента с помощью полученной математической модели оптимального газогенератора выполнено исследование базовой модели и построены следующие конфигурации двигателей:

тс

12 К 10

/ /

- : j < , i

9 / vY У-1,' t f <

r-v^ ---^ а ' i ' « p v-^___ □ 4V Asis'.-V V CO ' * I * I - с» ir ,'* с II 1 с: CD 1 т—

У ti.es О to .____AO.fl I 'T'O "fe OA s = <л

а '■л, a

0.5

4 ntj.

3.5

2.5

2

1.5

1.5

3.5 4 4 5

Gbx.K. кг/с

'.-■У

/У

О.З 0.4 0.5 О.б 0.7 0.8 О.Э _1 1.1 1.2

Оных.СА, КГ/с

б

Рис.3. Базовые характеристики (Н=0, Мп=0, МСА): а - компрессора газогенератора; б - турбины газогенератора

- трехвальный ТВаД;

- двухвальный двухконтурный двигатель со смешением потоков;

- двухвальный двухконтурный двигатель без смешения потоков.

Исследованы условия повышения тяги (мощности) и получены предельные значения. Получены рабочие линии компрессора и турбины газогенератора, а также, высотно-скоростные характеристики с поддержанием по температуре наружного воздуха. Оптимизация проводилась по нескольким параметрам с учетом всех ограничений.

Исследовано влияние степени повышения давления вентилятора на основные параметры и увеличение мощности двигателя (рис.4).

Выполнено исследование двухконтурной схемы двигателей в двух вариантах: со смешением и без смешения потоков. Элементарная расчетная схема в первом случае представляет собой решение уравнения:

К в • Ов-К • л к • Оке / (л тк • Стк-тнд • Я тнд • Овых) = л в ■ Оц

или: Р Вых1 = Р ВЬ1Х п с допустимым разбросом ±10%.

Во втором случае: ^вь|х " = Г|*в • П*тнд • ст'п ■ о*вх • а*ВЬ1Х

вых.!

Проведенный численный эксперимент показал реальность создания на базе одного и того же газогенератора двигателей любой конструктивной схемы с обязательным условием сохранения приведенного расхода воздуха на входе в компрессор газогенератора согласно конкретному режиму.

1000 2000 3900 4000 5800 6800 700« 8000 «»О 1«№0 11080 12000

Н, кВт

Рис. 4. Влияние роста степени повышения давления вентилятора на основные параметры газогенератора и увеличение мощности турбовального/турбовинтового

двигателя

В главе 5 проведена оценка возможности создания универсального газогенератора с точки зрения конструкционных материалов. Проведен анализ уже имеющихся материалов, выявлены их несоответствия требованиям по применению в УГГ. Рассмотрены классические сплавы, а так же металлические и неметаллические композиционные материалы (КМ).

Основными требованиями к материалам для МГТД являются:

- гарантируемая стабильность и предсказуемость свойств;

- высокие жаропрочность и жаростойкость;

- низкая плотность;

- низкая стоимость;

- технологичность при изготовлении детали;

- сопротивляемость к образованию ТПУ-фаз;

- низкий технологический разброс свойств;

- управляемость коэффициентом термического расширения;

- унифицированность по температуре применения.

К числу новых, наиболее перспективных металлических материалов относятся сплавы на основе химического соединения двух или нескольких металлов -иитерметаллиды. Для компрессоров ГТД разработаны интерметаллиды титана, для «горячей» части - интерметаллиды никеля. Из перспективных материалов интерметаллиды наиболее полно отвечают требованиям, однако, по некоторым позициям, требуют доработки.

Российские разработчики создали конкурентоспособные КМ, однако в российских условиях внедрение новых материалов происходит тяжело и долго, поэтому отечественных авиационных ГТД, ответственные детали которых выполнены из КМ - нет.

В главе 6 разработаны рекомендации по созданию универсального газогенератора для авиационных газотурбинных двигателей и определены пути реализации программы. Рассмотрена возможность десятикратного увеличения мощности МГТД. Это достигается при введении в конструкцию каскада низкого давления. В результате предварительных расчетов определено, что степень повышения давления вентилятора увеличивается до 4,3, температура газа в горле соплового аппарата турбины до 2000 К, а окружная скорость до 670 м/с.

Решение проблемы со снижением уровня температуры заключается в переразмеривании газогенератора. Снижения уровня окружных скоростей можно добиться, уменьшая степень повышения давления компрессора. При этом возрастает приведенный расход воздуха в сечении за компрессором газогенератора и увеличивается удельный расход топлива, что для современных двигателей является нежелательным фактором. Рассмотрено два варианта с вышеперечисленными мероприятиями. Ухудшение удельного расхода топлива при переходе ск\ = 7 на п\ = 6,3 составило около 1 %. Дальнейшее снижение степени повышения давления приводит к более значительному увеличению удельного расхода, а ниже значения л к я 5 - к резкому падению мощности.

Другим путем создания МГТД может быть применение моделирования газогенератора с соблюдением всех условий геометрического, кинематического и динамического подобия. Этот путь позволит сохранить умеренные параметры термодинамического цикла, однако, об универсальности, в данном случае, говорить сложно, так как для каждого типоразмера необходимо изготавливать свой

газогенератор. Это, в принципе, подобно тому, что делается сегодня при создании семейства двигателей. Значительного шага вперед в данном случае нет. Однако существует возможность унификации газогенератора по применяемым конструкционным материалам для изготовления одних и тех же деталей.

Принципы третьего пути остаются теми же, что и в рассмотренных выше двух вариантах, уменьшается лишь диапазон охватываемой мощности. В связи с этим, для достижения тех же целей потребуется два универсальных газогенератора, обеспечивающие работоспособность линейки двигателей 735 - 7350 кВт (1000 -10000 л.с.) с трехкратным увеличением мощности на выводном валу. Для увеличения мощности двигателя с 1000 до 3000 л.с. требуется вентилятор со степенью повышения давления л „ я 2, при этом, температура газа увеличится на 400°, а окружная скорость на периферии лопаток турбины приблизительно на 60...70 м/с. Аналогично будет себя вести и смоделированный газогенератор мощностью -3000 л.с.

Преимуществом этого пути являются достаточно низкие термодинамические параметры обоих газогенераторов, обеспечивающие материаловедческую и технологическую возможность их изготовления уже сегодня и обеспечение современных ресурсов работы двигателей. При дальнейшем развитии материаловедческой и технологической базы возможен отказ от газогенератора большей размерности и создание двигателей тех же мощностей при помощи меньшего газогенератора. Недостатком пути является создание каскадов низкого давления двух размерностей.

Предложенные пути реализации программы проектирования МГТД с универсальным газогенератором могут быть использованы для проектирования больших двигателей и микродвигателей с поправкой на расход воздуха и технологические возможности охлаждения.

На характер рекомендаций значительное влияние оказывает тип ГТД и требования, которые двигатель должен обеспечить в процессе эксплуатации. Были рассмотрены крайние случаи для эксплуатации, не связанной с экстремальными условиями. Так, для турбовальных двигателей рассмотрены меры для поддержания мощности до +35°С, необходимые при эксплуатации в тропических условиях, хотя в реальности, экстремальные плюсовые температуры на поверхности Земли достигают больших значений. Области сверхнизких температур не рассматривались, так как на рабочий цикл ГТД они оказываю благоприятное воздействие. В данном случае обеспечение работоспособности ГТД зависит от способности горюче-смазочных и конструкционных материалов в работе при низких температурах.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Основные результаты диссертационной работы состоят в следующем:

1. В результате выполнения настоящей работы создана концепция, обоснована перспективность и разработаны принципы построения МГТД при помощи УГГ с располагаемой мощностью в диапазоне 900...2700 кВт.

2. Создана научно-техническая основа для создания МГТД различного назначения в диапазоне мощности 735...2570 кВт и диапазоне тяги 2,4...14 кН, обеспечивающих необходимые графики нагрузок (полетные циклы), присущие каждому конкретному типу летательного аппарата.

3. Проведен комплекс расчетных исследований характеристик узлов газогенератора на расчетном и дроссельных режимах в широком диапазоне

изменения начальных параметров. Построена ММ универсального газогенератора в составе двигателя.

4. Разработан комплексный подход к МО МГТД, обеспечивающем оптимальный выбор параметров, как отдельных элементов, так и МГТД в целом. Выделены совокупности критериев оптимальности и параметров оптимизации. Сформулированы целевые функции и разработана обобщенная структура их расчета. Реализация разработанного подхода при решении ряда конкретных задач оптимизации элементов МГТД позволила получить наивыгоднейшие конструктивные, термодинамические и режимные параметры МГТД различного назначения при их проектировании.

5. ММ МО газогенератора сгруппированы в модули, описывающие работу отдельных элементов газогенератора (компрессор: рабочее колесо, диффузор, спрямляющий аппарат, магистрали отбора воздуха, утечки; камера сгорания: первичная и вторичная зоны; сопловой аппарат турбины, осевой зазор, рабочее колесо, внутренние потери). Каждый модуль независим от других, содержит внутренние вычислительные процедуры. Множество варьируемых в процессе многорежимной оптимизации газогенератора векторов режимных параметров позволяет сформулировать различные программы регулирования.

6. Реализован программный комплекс МО МГТД, состоящий из взаимосвязанных ММ разного иерархического уровня МО элементов тепловой схемы и нагрузочных устройств, позволяющий получить наивыгоднейшие конструктивные, массогабаритные и режимные параметры с учетом принятых ограничений и обеспечивающий минимальный расход топлива МГТД при реализации заданного графика нагрузок. Разработаны структура и алгоритмы программ расчета и оптимизации.

7. Разработанные методы проектирования МГТД с УГГ могут быть использованы для проектирования больших двигателей и микродвигателей с поправкой на расход воздуха и технологические возможности охлаждения.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ ДИССЕРТАЦИИ ОПУБЛИКОВАНЫ В РАБОТАХ

Научные статьи, опубликованные в рецензируемых научных изданиях, определенных ВАК:

1. Шарова H.A. Проектирование ГТД на базе универсального газогенератора малой размерности / В.А.Рассохин, Н.А.Шарова // Вестник Самарского Государственного Аэрокосмического университета имени академика С.П.Королева, Самара, ООО Офорт», 2009 г., №3(19), часть 3, -с. 241-248.

2. Шарова H.A. К вопросу о выборе новых жаропрочных никелевых сплавов для перспективных авиационных ГТД / Н.А.Шарова, Е.А.Тихомирова, А.Л.Барабаш,

A.А.Живушкин, В.Э.Брауэр // Вестник Самарского Государственного Аэрокосмического университета имени академика С.П.Королева, Самара, ООО Офорт», 2009 г., №3(19), часть 3, -с. 249-255.

3. Шарова H.A. Оценка состояния развития и применяемости современных материалов для деталей турбины перспективного авиационного двигателя / Н.А.Шарова, А.А.Живушкин, А.Л.Барабаш, Е.А.Тихомирова // Научно-технические ведомости СПбГПУ, серия «Наука и образование», 2010 г., № 2-2 (100), -с. 93-98.

Работы, опубликованные в других изданиях:

4. Шарова H.A. Применение керамических материалов в газотурбинных двигателях // Сборник статей и материалов третьей научно-практической конференции молодых ученых и специалистов. М.: ОАО «ОКБ Сухого», 2005. -с. 629-635.

5. Шарова H.A. Разработка и экспериментальная апробация технологий по использованию неметаллических материалов в малоразмерных ГТД / Ширманов

B.М., Шарова H.A. // Сборник тезисов II международной научно-технической конференции «Авиадвигатели XXI века». Том I. М.: ЦИАМ, 2005. -с. 134-136.

6. Шарова H.A. Основные направления совершенствования авиационных малоразмерных газотурбинных двигателей / Шарова H.A. // 5-я международная конференция «Авиация и космонавтика-2006», 23 - 26 октября 2006 года. Москва. Тезисы докладов. - М.: Изд-во МАИ, 2006. -с. 295-296.

7. Шарова H.A. Принципы построения универсального газогенератора для малоразмерных газотурбинных двигателей / Рассохин В.А., Шарова H.A. // Материалы Всероссийской межвузовской научно-технической конференции студентов и аспирантов. 26.09-1.12.07. Часть И, Санкт-Петербург. Издательство Политехнического университета, 2008 г. -с. 97-99.

8. Шарова H.A. Многорежимная оптимизация универсального газогенератора для малоразмерных газотурбинных двигателей / Н.А.Шарова // Сборник «Наука и технология». Секция 2: «Аэродинамика и тепломассобмен». Екатеринбург, УрОРАН, 2008 г. -с.44-48.

9. Шарова H.A. Научные аспекты создания универсального газогенератора для малоразмерных газотурбинных двигателей / Н.А.Шарова // XIII всероссийская межвузовская научно-техническая конференция «Газотурбинные и комбинированные установки и двигатели» 29-31 октября 2008г. Сборник тезисов докладов. М.: Печатный салон «СПРИНТ», 2008 г. -с 26-27.

10. Шарова H.A. Пути создания универсального газогенератора для малоразмерных газотурбинных двигателей / Н.А.Шарова // Наука и технологии. Итоги диссертационных исследований. Том 1. Избранные труды Российской школы. - М.: РАН, 2009. -с 263-273.

Лицензия ЛР № 020593 от 07.08.97

Подписано в печать 19.10.2010. Формат 60x84/16. Печать цифровая. Усл. печ. л. 1,0. Уч.-изд. л. 1,0. Тираж 100. Заказ 6566Ь.

Отпечатано с готового оригинал-макета, предоставленного автором, в Цифровом типографском центре Издательства Политехнического университета. 195251, Санкт-Петербург, Политехническая ул., 29. Тел.: (812)550-40-14 Тел./факс: (812)297-57-76

СПИСОК ИСПОЛЬЗУЕМЫХ СОКРАЩЕНИЙ.

ВВЕДЕНИЕ.

ГЛАВА 1. Состояние вопроса. Обзор и постановка задачи.

1.1 Основы концепции универсального газогенератора для газотурбинных двигателей.

1.1.1 Обзор программ.

1.1.2 Типоразмеры и поколения авиационных МГТД.

1.2 Обоснование и выбор показателей и характеристик газогенератора

1.3 Требования к конструкционным материалам.

1.3.1 Общие положения.

1.3.2 Формирование требований.

1.4 Цели исследования и постановка задачи.

ГЛАВА 2. Принципы построения универсального газогенератора.

2.1 Выбор границ изменения термодинамических параметров.

2.2 Научные аспекты создания универсального газогенератора для малоразмерных газотурбинных двигателей.

2.3 Формирование принципов построения универсального газогенератора для малоразмерных газотурбинных двигателей

2.4 Выбор базовой модели для оптимизации универсального газогенератора

2.5 Характеристики узлов газогенератора.

ГЛАВА 3. Структура и математическая модель универсального газогенератора авиационных ГТД.

3.1 Возможные тепловые схемы двигателей.

3.1.1 Структура универсального газогенератора.

3.1.2 Система автоматического управления и контроля ГТД.

3.2 Реализация программного комплекса многорежимной оптимизацииуниверсального газогенератора в составе авиационного двигателя.

3.2.1 Иерархическая модель универсального газогенератора.

3.3. Математическая модель вычислительного процесса и постановка задачи многорежимной оптимизации газогенератора.

3.4 Последовательность основных уравнений, по которым ведется термодинамический расчет.

ГЛАВА 4. Численный эксперимент.

4.1 Особенности работы универсального газогенератора в составе двигателей различного назначения.

4.2 Численный эксперимент на основе программного комплекса многорежимной оптимизации МГТД.

4.2.1 Оптимизация базовой модели.

4.2.2 Расчет универсального газогенератора на рабочих режимах.

4.2.3 Исследование влияния дополнительного контура низкого давления на условия работы газогенератора турбовального двигателя.

4.2.4 Исследование двухвальной двухконтурной схемы ВРД.

4.2.4.1 ТРДД со смешением потоков.

4.2.4.2 ТРДД без смешения потоков.

ГЛАВА 5. Конструкционные материалы.

5.1 Краткий обзор проблемы.

5.2 Материалы для компрессорной части.

5.3 Материалы для «горячей» части.

5.4 Неметаллические материалы в ГТД.

ГЛАВА 6. Рекомендации по созданию авиационных ГТД на базе универсального газогенератора.

В конце XX века в мировом авиадвигателестроении были заложены научные предпосылки для создания авиационных двигателей нового поколения. В результате многочисленных разноплановых исследовательских работ сформировался их конструктивно-технологический и параметрический облик [23,39].

Авиационное двигателестроение в России в последние два десятилетия находится в глубоком кризисе, причинами которого являются: резкое сокращение финансирования любых научных разработок, морально и физически устаревшее производственное оборудование, отток специалистов. Сегодня ситуация несколько улучшается. Созданы объединенные корпорации, государство начинает выделять средства для развития отрасли.

Для реализации на существующих и перспективных двигателях новых технических решений необходимо пересмотреть концепцию проектирования. Двигатель нового поколения должен быть легко адаптируем к любому нововведению технологического или материаловедческого характера с минимальными изменениями в конструкции основных узлов

Данная работа посвящена разработке научно-технических основ создания двигателей различных схем и назначения в короткие сроки и с минимальными затратами. Для этих целей заложена и обоснована концепция проектирования новых двигателей с использованием одного газогенератора.

Двигатели в классе мощности от 440-735 кВт (600-1000 л.с.) до 4400-7350 кВт (6000-10000 л.с.) и эквивалентном классе тяги наиболее широко распространены в мире. Это силовые установки вертолетов, формирующие основной рынок двигателей в этом диапазоне мощности, а также, малых самолетов, беспилотных летательных аппаратов, газоперекачивающие станции, ГТУ, вырабатывающие электричество, двигатели для катеров, судов на воздушной подушке, экранопланов, танковые двигатели. Все они объединяются понятием «малоразмерные газотурбинные двигатели» (МГТД).

Стоимость модернизации двигателя в 70-е годы прошлого столетия в 400 раз [32,33,36], а на сегодняшний день — приблизительно в 150 — 200 раз превышает стоимость того же двигателя при серийном производстве (рис.1).

Сегодняшние исследования американских аналитиков [24,37] показывают, что стоимость проектирования нового двигателя «с осевой линии» более чем в 6 раз выше стоимости модернизации имеющегося, с учетом внедрения технологий, разработанных по программе IHPTET (рис.1). к с ш t-га s ш s Ч Е сс £ t 'I ¡5 & о "

0 S

1 о е I

0 S (U Р

1 Ь

О)

3 s

0 S

1 I ^ га

О ш о. S 0) о о.

400

300

200

100

1970

1980

2010

2020

1990 2000 Год проектирования

Рис.1. Стоимость модернизации двигателя в сравнении со стоимостью этого же двигателя в серийном производстве по годам.

Большую часть стоимости разработки двигателя (от 40 до 70% - в зависимости от конструктивной схемы) составляет стоимость разработки газогенератора. Именно поэтому, авиадвигателестроители во всем мире используют удачно спроектированные и испытанные эксплуатацией газогенераторы для создания семейств двигателей различного назначения, например, Р\^^206/207 I фирмы Пратт Уитни (Канада), Т700/СТ7 — Дженерал Электрик (США), ТВЗ-117 и ТВ7-117 ОАО «Климов» (Россия) и многие другие. Однако диапазон мощности, охватываемый семейством двигателей, созданных на базе одного газогенератора невелик и составляет 15.20%. В связи с этим, была поставлена задача исследования возможности создания газогенератора, позволяющего получить двигатели с увеличением мощности в несколько раз относительно мощности двигателя, состоящего из газогенератора, путем введения в конструкцию контура низкого давления. Определенный в работе диапазон располагаемой мощности позволяет, с учетом сегодняшнего уровня развития, рассчитывать на увеличение мощности двигателя приблизительно в 3 раза и охватить максимально распространенные в эксплуатации типоразмеры МГТД. Для обозначения разрабатываемого газогенератора использован термин «универсальный газогенератор» (УГТ).

Преимущества от универсальности заключаются в многоцелевом применении, общих деталях, общей разработке и ремонте, а также, упрощении внедрения улучшенных технологий и материалов.

Эффективность создания ГТД на базе УГТ: •

• существенным сокращением сроков ОКР;

• уменьшением стоимости разработки нового двигателя;

• повышение топливной экономичности;

• возможностью отработки новых технических решений сразу для нескольких двигателей;

• повышением надежности и долговечности конструкции.

Основные конструктивные схемы двигателей, создаваемых на базе УГТ:

• турбореактивные двигатели (ТРД);

• двухконтурные двигателя (ТРДД);

• турбовинтовые (ТВД) и турбовальные двигатели (ТВаД).

В работе сформулированы основы концепции универсального газогенератора, обозначены принципы построения, сформирована структура и математическая модель, проведен анализ существующих перспективных материалов, обеспечивающих возможность создания универсального газогенератора, указаны пути реализации программы и разработаны рекомендации по созданию универсального газогенератора для малоразмерных газотурбинных двигателей.

Основные результаты диссертационной работы состоят в следующем:

1. В результате выполнения настоящей работы создана концепция и обоснована перспективность построения МГТД при помощи УГГ с располагаемой мощностью в диапазоне 900.2700 кВт. Предложены принципы построения оптимального газогенератора малоразмерного авиационного газотурбинного двигателя, при которых обеспечиваются наилучшие технические характеристики двигателей путем:

• выбора оптимальной конструкции;

• обеспечения постоянства приведенного расхода рабочего тела через основные сечения УГГ для каждого типа МГТД;

• выбора оптимального управления рабочим процессом;

• применения перспективных материалов;

• обеспечения возможности применения в двигателях ЛА различного назначения

2. Эти принципы позволят получить следующие преимущества при разработке МГТД:

• высокая степень унификации новых разработок — до 90%;

• многоцелевое применение;

• снижение стоимости разработки в 2 раза;

• снижение затрат на ремонт и замену узлов ГГ в связи с высокой серийностью в 3 — 5 раз;

• облегчение внедрения передовых материалов и технологий

2. Создана научно-техническая основа для создания МГТД различного назначения в диапазоне мощности 735.2570 кВт и диапазоне тяги 2,4. 14 кН, обеспечивающих необходимые графики нагрузок (полетные циклы), присущие каждому конкретному типу летательного аппарата.

3. Проведен комплекс расчетных исследований характеристик узлов газогенератора на расчетном и дроссельных режимах в широком диапазоне изменения начальных параметров. Построена ММ универсального газогенератора в составе двигателя.

4. Разработан комплексный подход к МО МГТД, обеспечивающем оптимальный выбор параметров, как отдельных элементов, так и МГТД в целом. Выделены совокупности критериев оптимальности и параметров оптимизации. Сформулированы целевые функции и разработана обобщенная структура их расчета. Реализация разработанного подхода при решении ряда конкретных задач оптимизации элементов МГТД позволила получить наивыгоднейшие конструктивные, термодинамические и режимные параметры МГТД различного назначения при их проектировании.

5. ММ МО газогенератора сгруппированы в модули, описывающие работу отдельных элементов газогенератора (компрессор: рабочее колесо, диффузор, спрямляющий аппарат, магистрали отбора воздуха, утечки; камера сгорания: первичная и вторичная зоны; сопловой аппарат турбины, осевой зазор, рабочее колесо, внутренние потери). Каждый модуль независим от других, содержит внутренние вычислительные процедуры. Множество варьируемых в процессе многорежимной оптимизации газогенератора векторов режимных параметров позволяет сформулировать различные программы регулирования.

6. Реализован программный комплекс МО МГТД, представляющий собой горизонтальную структуру, состоящий из взаимосвязанных ММ разного иерархического уровня МО элементов тепловой схемы и нагрузочных устройств, позволяющий получить наивыгоднейшие конструктивные, массогабаритные и режимные параметры с учетом принятых ограничений и обеспечивающий минимальный расход топлива МГТД при реализации заданного графика нагрузок. Разработаны структура и алгоритмы программ расчета и оптимизации.

7. В результате многорежимной оптимизации выявлены параметры оптимального газогенератора при .Гглоб.тах = 3,824, обеспечивающие минимальное значение удельного расхода топлива — Се = 316 кг/(кВт-ч) при максимальных значениях удельной мощности двигателя - Ыуд = 271 кВт/(кг/с), к которым можно стремиться при создании двигателя следующего поколения

7. Разработанные методы проектирования МГТД с УГТ могут быть использованы для проектирования больших двигателей и микродвигателей с поправкой на расход воздуха и технологические возможности охлаждения.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

1. В.Кокорев, Л.Соркин, Г.Фридман. Fl 19 — двигатель истребителя F-22. -Двигатель, №6(30) ноябрь-декабрь 2003.

2. Г.С. Гарибов, Н.М. Гриц, A.B. Востриков, ,Е.А. Федоренко. Крупногабаритные диски из гранул нового высокожаропрочного сплава ВВ750П для перспективных ГТД. — Технология легких сплавов, №1, 2008, с.31-36.

3. Д.Фр'ансуа. Новые пути повышения прочности материалов. Технология легких сплавов, №3, 2006, стр.50-57

4. E.H. Каблов, В.П. Бунтушкин, O.A. Базылева Конструкционные жаропрочные материалы на основе соединения Ni3Al для деталей горячего тракта ГТД. -Технология легких сплавов, №2, 2007, стр. 75-80.

5. E.H. Каблов, Н.В. Петрушин, И.Л. Светлов, И.М. Демонис. Литейные жаропрочные никелевые сплавы для перспективных авиационных ГТД.— Технология легких сплавов, №2, 2007, с.6-16.

6. Иностранные авиационные газотурбинные двигатели (по данным иностранной печати). М.: ЦИАМ, 1974 г.

7. Иностранные авиационные газотурбинные двигатели (по данным иностранной печати). М.: ЦИАМ, 1978 г.

8. Иностранные авиационные газотурбинные двигатели (по данным иностранной печати). М.: ЦИАМ, 1981 г.

9. Иностранные авиационные газотурбинные двигатели (по данным иностранной печати). Издание 10-е переработанное и дополненное. М.: ЦИАМ, 1984 г.

10. Иностранные авиационные газотурбинные двигатели (по данным иностранной печати). 11 издание. М.: ЦИАМ, 1987 г.

11. Иностранные авиационные газотурбинные двигатели (по данным иностранной печати). XII издание. М.: ЦИАМ, 1992 г.

12. Иностранные авиационные газотурбинные двигатели (по данным иностранной печати). XIII издание. М.: ЦИАМ, 2000 г.

13. Иностранные авиационные газотурбинные двигатели (по данным иностранной печати). Выпуск 14. М.: ЦИАМ, 2005 г.

14. Кашапов О.С., Ночовная Н.А., Павлова Т.В., Прохорцева П.В. Особенности характера разрушения и структурно-фазового состояния нового жаропрочного титанового сплава. Технология легких сплавов, №2, 2007, стр.39-42

15. Кириллов И.И. Теория турбомашин. JL, «Машиностроение». 1972 г., 530 с.

16. Н.С. Мубояджян. Плазма против пара: победа за явным преимуществом. — Наука и жизнь, №6, 2007, с. 54-56

17. Отчет о научно-технической деятельности ФГУП «ВИАМ» за 2007 год (сборник реферативных статей). М.: ВИАМ, 2008 г.

18. Подобуев Ю.С. Выбор параметров и термогазодинамический расчет авиационных газотурбинных двигателей. —Л., ЛПИ, 1981.- 66с

19. Теория двухконтурных турбореактивных двигателей. Под ред. д.т.н., проф. С.М.Шляхтенко, д.т.н.проф. В.А.Сосунова. М.: «Машиностроение», 1979. 432 с.

20. Ю.А.Ножницкий, Е.Р.Голубовский. Монокристаллические рабочие лопатки высокотемпературных турбин перспективных ГТД. Авиационная космическая техника и технология, 2006, №9 35.,стр. 117-125

21. Alcorta J.A. "Small engine propulsion readiness for the 21st century". "AAIA Pap.", 1986, № 1624, p.1-7

22. Baerst C.F., Gunness R.C., Mitnik S.W. "Progress toward a long-range propulsion plan".-AAIA Paper, 1981, № 1503.

23. Curran J J. T700 Fuel and control system. J. Amer. Helicopter Soc., 1974, 19, №3, 17-27

24. Das Zweistromtriebwrk bei optimaler und nich-optimaler Auslegung. Nebosja Gasparovic. Forsh. Ing.-Wesen 42 (1976) Nr.5

25. Dave Mourer, Brian Hazel, Deb Whitis. Disk Life Meter. Annual report 2004. General Electric Aircraft Engines, Cincinnatti, Ohio, November 2005. NASA/CR -2005-213974.

26. D.D.Hass, P.A.Parrish and H.N.G.Wadley. Electron beam directed vapor deposition of thermal barrier coatings. — Journal of Vac.Sci.Technol, A16(6) Nov/Dec, 1998, p.3396-3401

27. D.D.Hass, A.J.S.Lifka and H.N.G.Wadley. Low thermal conductivity vapor deposited zirconia's microstructures. Acta Materialia, 49(2001), p.973-983

28. Developments in small turbines towards the year 2000. Air et Cosmos, 1984, №1000, p. 113-117,119-120.

29. Dr. Wilfried Smarsly "Aero Engine Materials". Seminar Faculty of Mechanical Engineering. Cracow University of Technology, Poland. 2004.

30. Fitzgerald R.M. "Aero engine development costing". Aeronautical J., 1977, vol.81, №801, p. 405-409.

31. Huddie D. "Economics of propulsion systems for air transport". — Aircraft Engineering, 1970, vol.42, №6, p. 25-30.

32. J. Gayda and P. Kantzos. Burst Testing and Analysis of Superalloy Disks with a Dual Grain Microstructure. NASA/TM-2006-214462.

33. J.Esslinger "Titanium in Aero Engines". MTU Aero Engines, Munich, Germany, 2004

34. Jorden D.K., Siegel M.A. "Cost the emerging aerospace technology". - AAIA Paper, 1973, № 1327.1. Слза

35. Military jet engine acquisition: technology basics and cost-estimating methodology / Obaid Younossi . et al..p. cm. Prepared for the United States Air Force. "MR-1596." RAND, ISBN 0-8330-3282-8 (pbk.), 2002

36. S. Walson, A. Cetel, R. Mackay, О. Hara, D. Duhl and R.Dreshfield. Joint Development of a Fourth Generation singl Crystal Superalloy. NASA/TM 2004-213062

37. Willis W.S. "Advanced technology engine studies (ATES). A status report"/ -AAIA Paper, 1981, №1502.

38. Yaffee M.L. "Quiet, clean engine work in new phase". — Aviation week, 1976, 23/II, vol. 104, №8, p. 44-46.

39. Патент US 6.812.176B1 от 02.11.2004

40. ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ «САНКТ-ПЕТЕРБУРГСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ПОЛИТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ»04201007785

41. Шарова Наталья Анатольевна

42. РАЗРАБОТКА ПРИНЦИПОВ ПОСТРОЕНИЯ ОПТИМАЛЬНОГО ГАЗОГЕНЕРАТОРА МАЛОРАЗМЕРНОГО АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ