Шевченко М. А. Метод визначення найвигіднішого складу силової установки для літального апарата з надзвуковим крейсерським режимом польоту

В роботі виконано аналіз проблеми вибору складу і параметрів СУ надзвукових ЛА. З’ясовано, що цю проблему вирішують на основі підходу вибору складу і параметрів СУ за заданим критерієм ефективності при заданій швидкості польоту. За його допомогою одержані найвигідніші параметри СУ заданого складу для заданої швидкості надзвукового крейсерського польоту за критерієм мінімуму відносної маси палива і СУ. Основним недоліком цих досліджень є неврахування впливу зміни швидкості крейсерського польоту на критерій ефективності та на склад і параметри СУ. Крім цього, в наявних роботах зазвичай розглядається обмежене коло СУ. Тому актуальною є науково-технічна задача встановлення закономірностей зміни найвигіднішого складу і параметрів СУ від швидкості надзвукового крейсерського польоту за заданим критерієм ефективності. Проведено обґрунтування використання підходу вибору найвигіднішого складу та параметрів СУ за критерієм мінімуму відносної маси палива та СУ для встановлення закономірностей зміни складу та параметрів СУ від швидкості надзвукового крейсерського польоту. Обрані шляхи вдосконалення цього підходу. Визначено перелік математичних моделей і методів, які необхідні для розробки методу вибору найвигіднішого складу і параметрів СУ ЛА з надзвуковим крейсерським режимом польоту. Розроблено двоступеневий метод вибору найвигіднішого складу і параметрів робочого процесу СУ з оптимізацією її параметрів на всіх режимах роботи на основі критерію мінімуму відносної маси палива і СУ при заданих профілі польоту, геометричних і аеродинамічних характеристиках ЛА, з урахуванням режиму польоту, зміни масових і аеродинамічних параметрів у процесі руху ЛА. В розробленому методі комплексно структуровані необхідніматематичні моделі і методи для вирішення проблеми вибору складу і параметрів СУ. Обґрунтована необхідність удосконалення математичних моделей робочого процесу камери згоряння і СУ з комбінованими турбопрямоточними двигунами (ТПД): ТПД без передачі енергії у прямоточний контур (ТРДП), двоконтурний турбореактивний двигун з форсажною камерою згоряння (ТРДДФ) та двоконтурний турбореактивний двигунз форсажною камерою згоряння в зовнішньому контурі (ТРДДФII) на прямоточних режимах роботи. Удосконалено математичну модель робочого процесу камери згоряння (КЗ) шляхом урахування впливу зміни хімічного складу робочого тіла внаслідок термічної дисоціації на ентальпію робочого тіла і відносну витрату палива, що дозволяє підвищити точність розрахунку питомої витрати палива. Для СУ з ТРДДФ, ТРДДФII і ТРДП на прямоточних режимах роботи удосконалено математичні моделі робочого процесу. Це дозволяє врахувати втрати повного тиску, які обумовлені наявністю в проточній частині: вентилятора з поворотними лопатками, які знаходяться у флюгерному положенні (ТРДДФ і ТРДДФII), раптового розширення потоку на вході в камеру змішування (ТРДДФ) і донним опором при нульовій витраті газу через внутрішній контур (ТРДДФII і ТРДП). Проведено перевірку адекватності удосконалених математичних моделей СУ та їх елементів шляхом порівняння результатів розрахунку з експериментальними даними «GeneralElectric» та розрахунковими даними М.М. Бондарюка. Отримано задовільний збіг результатів моделювання робочого процесу КЗ і швидкісних характеристик прямоточного повітряно-реактивного двигуна (ППРД). Виконано верифікаціюматематичноїмоделіаеродинамічних характеристик ЛА шляхом порівняння результатів розрахунку з даними NASA. Похибка визначення аеродинамічних характеристик ЛА від наявних даних складає близько 2%. Обґрунтування достовірності результатів математичного моделювання руху ЛА проведено шляхом порівняння результатів моделювання з даними NASA. Відмінність параметрів ЛА на крейсерському режимі польоту, які отримані в результаті моделювання від даних NASA складає близько 0,5%. За допомогою розробленого методу для ЛА із заданими масовими і аеродинамічними характеристиками та заданим профілем польоту з трансокеанською дальністю розраховані відносна маса палива і силової установки при різному складі СУ. В роботі розглянуто силові установки з турбореактивними двигунами, двоконтурними турбореактивними двигунами зі змішуванням потоків (ТРДДЗМ) і з роздільними витіканням з контурів (ТРДД), а також СУ з ТРДДФ, ТРДДФII, ТРДП на прямоточних режимах. Для зазначених складів СУ встановлено закономірності зміни відносної маси палива та СУ в діапазоні чисел МП = 1,5…4 при найвигідніших параметрах СУ на злітному режимі та оптимальних параметрах на крейсерському. Отримано залежності найвигідніших параметрів робочого процесу СУ на злітному режимі від швидкості надзвукового крейсерського польоту. Отримано залежності оптимальних значень регульованих параметрів та параметрів робочого процесу СУ на крейсерському режимі польоту від швидкості надзвукового крейсерського польоту, що забезпечують мінімуму відносної маси палива та СУ. Визначено конкуруючі СУ для різних діапазонів швидкостей крейсерського польоту.