Рассмотрено протекание характеристик турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков внутреннего и наружного контуров с форсажной камерой сгорания и регулируемым общим конвергентным соплом при различных системах управления. Показаны некоторые преимущества и недостатки двигателя с различными системами управления.

Рассмотрен подход к решению задачи улучшения летно-технических характеристик транспортного самолета на основе выбора и замены двигателя силовой установки. В качестве объекта исследования принят транспортный самолет типа Ан-124 "Руслан". Для проведения предварительных исследований выбрано 34 двигателя разных двигателестроительных фирм с тягой на взлетном режиме от 229 кН до 511 кН. Проведена оценка характеристик и технического совершенства выбранных двигателей в системе самолета. Для дальнейших разработок конструктивно-компоновочных решений модернизированного транспортного самолета рекомендовано 7 двигателей из всех исследованных. Проведено сравнение удельных характеристик двигателей, которые возможно установить на транспортный самолет. Показаны результаты исследований характеристик ЛА с разными двигателями силовой установки.

Приведен способ определения поколения авиационного двигателя семейства АИ-222 для легких боевых самолетов. Показано, что появлению новых поколений двигателей предшествует возникновение принципиально новых потребностей авиационной техники, которые не могут быть удовлетворены с помощью существующих ее составляющих. Проведена оценка технического совершенства авиационных двигателей и обосновано их техническое развитие, что в значительной степени предопределяет завоевание авиацией качественно новых показателей и областей применения. Показано, что двигатель АИ-222-25Ф по тягово-массовым показателям соответствует двигателям 4-го поколения, а по показателям газодинамической нагрузки он намного превосходит 4-е поколение. Система автоматического управления элементами двигателя, что применяется в его составе, соответствует требованиям к двигателям 5-го поколения.

Рассмотрены пути улучшения летно-технических характеристик учебно-боевого самолета на основе замены двигателя силовой установки. Проведены расчетные исследования летно-технических характеристик учебно-боевого самолета с разными вариантами двигателей: Adour Mk.811 и АИ-222-25Ф. Характеристики самолета исследовались на основе типовых задач, решаемых при тренировке летного состава: полет по кругу, полет по маршруту, полет на пилотаж, выполнение ударной задачи, перехват воздушной цели. Результаты исследования показали, что применение двигателей АИ-222-25Ф в составе учебно-боевого самолета значительно повышает скорость полета, скороподъемность, располагаемые нормальные перегрузки при выполнении пилотажа, сокращает длину и время разбега. По показателям максимальной скороподъемности и длины разбега он вплотную приближается к современным самолетам-истребителям, что при необходимости позволит использовать данный учебно-боевой самолет в качестве легкого боевого самолета.

Індекс рубрикатора НБУВ: О535.1-011 + О551.413-011

Рубрики:

Транспортні літаки

Двоконтурні турбореактивні двигуни

Шифр НБУВ: Ж24839 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Рассмотрены пути модернизации самолета штурмовой авиации типа СУ-25 с целью улучшения его летно-технических характеристик на основе замены двигателя силовой установки. Проведен анализ и сравнение летно-технических характеристик современных самолетов-штурмовиков ведущих стран мира, а также тенденции развития средств вооруженной борьбы, которые определяют одну из основных ролей штурмовой авиации в военных конфликтах. Проанализированы пути и способы улучшения эксплуатационных характеристик самолета-штурмовика СУ-25 для Воздушных сил Вооруженных сил Украины.

Рассмотрены пути создания двигателей для силовой установки первой ступени транспортно-космической системы. Проведен анализ существующих разработок. Изложены и обоснованы результаты выбора параметров и рассмотрены возможные конструктивные компоновки двигателей для силовой установки первой ступени транспортно-космической системы. Практическое применение полученных результатов позволит решить ряд транспортных проблем по доставке полезных грузов на околоземную орбиту, а в перспективе и созданию высокоскоростных летательных аппаратов для пассажирских перевозок.

Кратко рассмотрены возможность и эффективность создания семейства малоразмерных газотурбинных двигателей на базе единого газогенератора. Проанализирована принципиальная возможность создания высокоэффективного семейства газотурбинных двигателей на базе единого газогенератора. Рассмотрены и проанализированы достоинства и недостатки разработки различных модификаций базового двигателя. Проведенное исследование с высокой вероятностью позволяет утверждать целесообразность разработки семейства малоразмерных газотурбинных двигателей при использовании высокоэффективного газогенератора.

Изложены и обоснованы возможные пути по улучшению топливной эффективности двигателей. Кратко рассмотрены схемы авиационных двигателей, концепция которых направлена на снижение расхода топлива. В качестве наиболее перспективных схем выбраны следующие: ТРДД со сверхвысокой степенью двухконтурности и схема "открытый ротор". Представлены преимущества и недостатки схемы "открытый ротор" с тянущим и толкающим винтовентиляторами в том числе с учетом компоновки двигательной установки с планером самолета. Проведен анализ, который позволяет выбрать направление для дальнейших исследований и научно-технических работ.

В рамках развития двигателей и энергетических установок рассмотрены варианты совершенствования газотурбинных двигателей путем использования в них системы охлаждения воздуха для турбин. Объектом исследования является воздухо-воздушный теплообменник для охлаждения сжатого воздуха в наружном контуре ТРДД. Для проведения расчетных исследований различных вариантов системы охлаждения сжатого воздуха и определения параметров оптимальной ее работы разработана соответствующая методика теплогидравлического расчета. Для снижения сложности расчетной модели приняты упрощения в гидравлическом приближении, т.е. расчеты проведены по одномерным уравнениям газовой динамики и теплообмена.

Приведена методика оценки технических и экономических характеристик турбовинтового двигателя в системе легкого регионального пассажирского самолета. На основе разработанной методики создан модульный программный комплекс, включающий блоки исходных данных по самолету и двигателю, профиля полета, расчета аэродинамических характеристик самолета с выбранным двигателем, расчета летно-технических и технико-экономических характеристик, анализа полученных результатов. Для верификации разработанной методики рассчитаны основные аэродинамические характеристики самолетов L-410М и L-410 UVP, эксплуатационные и экономические величины, получены диаграммы "длина горизонтального участка полета - коммерческая нагрузка". Показано удовлетворительное согласование экспериментальных и расчетных данных.

Выделены классификационные признаки поколений самолетов-истребителей для обоснования параметрического облика маневренных военных летательных аппаратов. Разработанные классификационные признаки могут быть использованы при определении технического и экономического уровня перспективных и модернизируемых самолетов-истребителей, что позволит обоснованно выбрать вариант образца боевой авиационной техники. Показано, что качественные и количественные характеристики подсистем самолетов-истребителей играют существенную роль в оценке направлений их развития и потребного уровня летно-технических, экономических и эксплуатационных характеристик.

Приведены результаты численных исследований с целью поиска оптимальных аэродинамических форм двигателя, мотогондолы и пилона. В качестве инструмента для достижения поставленной цели использованы разработанные высокоэффективные методы комплексного аэродинамического исследования систем двигатель - мотогондола - пилон (ДМГП), прошедшие верификацию в конструкторском бюро. Критериями оценки качества конструкции приняты: отсутствие скачков уплотнения и отрывных зон; организация структур течения с минимальными потерями энергии; обеспечение наибольшей тяги силовой установки на крейсерском режиме. По сравнению с исходной конфигурацией системы изменена форма внешней части мотогондолы. Существенные изменения внесены в форму воздухозаборника и сопла внутреннего контура. Выполнено существенное изменение выходной кромки пилона, а также передней кромки пилона двигателя внутри второго контура. Указанные мероприятия направлены на устранение скачков уплотнения, имеющихся зон отрыва потока, повышение эффективной тяги силовой установки. Приведены результаты расчетов локальных и интегральных параметров модельной системы ДМГП летательного аппарата.

При построении сопряженной модели внутренней и внешней аэродинамики системы двигатель - летательный аппарат (ЛА) использован зональный подход. В зонах, расположенных в головной части расчетной области течение рассчитано как осесимметричное, закрученное с использованием эйлерово-лагранжевого представления. В зонах, находящихся в хвостовой части второго контура двигателя, где расположены аэродинамические стойки, а также в наружной части мотогондолы, где расположен пилон ЛА, течение газа рассчитано как трехмерное с использованием эйлерового представления. В рассматриваемой модели учтены подвод импульса и энергии происходящий в вентиляторе, а также преобразование энергии в спрямляющем аппарате второго контура двигателя. Выполнено эффективное распараллеливание вычислительного алгоритма. Приведены результаты расчетов локальных и интегральных параметров модельной системы двигатель - корпус ЛА.

Індекс рубрикатора НБУВ: О53-070.2 + О551-01-070.2

Рубрики:

Літаки. Літакобудування

Авіаційні двигуни

Шифр НБУВ: Ж24839 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Кратко рассмотрена возможность качественного улучшения скоростных показателей силовой установки, созданной на базе турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой сгорания, путем впрыска воды на входе в двигатель. Также рассмотрена возможность применения данной силовой установки в качестве первой ступени транспортно-космической системы при скорости полета до МП = 6. Проведен анализ существующих разработок. Изложены и обоснованы результаты расчетов по необходимому количеству охладителя для охлаждения рабочего тела до заданной температуры. Практическое применение полученных результатов позволит решить ряд транспортных проблем по доставке полезных грузов на околоземную орбиту, а в перспективе и созданию высокоскоростных летательных аппаратов для пассажирских перевозок.

Представлен научно-методический аппарат формирования параметрического облика современной авиационной силовой установки на основе единого комплексного исследования лётно-технических и технико-экономических характеристик перспективного учебно-боевого самолёта. Исследованы варианты существующих учебно-тренировочных и учебно-боевых самолётов, а также варианты перспективных учебно-боевых самолётов с новыми двигателями. Проанализированы возможные направления по формированию параметрического облика силовой установки боевого летательного аппарата нового поколения.

При построении модели газодинамического процесса в двухконтурном сверхзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе (СПВРД) исходили из эйлеровой формы представления осесимметричного закрученого течения газа. Течение рассматривалось в цилиндрической системе координат. Трехкомпонентная среда состояла из "чистого" воздуха, газообразного топлива и "чистых" продуктов сгорания. При моделировании реакции горения топлива происходило исчезновение газообразного топлива и "чистого" воздуха с образованием продуктов сгорания и с выделением тепла. Теплофизические свойства среды являлись функцией температуры и состава среды. В интегральной форме приведены уравнения, описывающие течение среды. Моделирование явлений тепломассообмена осуществлено с использованием современной модели турбулентности. При построении численного алгоритма, расчетная область была разделена на несколько подобластей, что позволило провести эффективное распараллеливание вычислительного алгоритма. Проиведены результаты расчетов локальных и интегральных параметров экспериментальной модели двигателя.

Исследование работоспособности двухконтурного СПВРД выполнено на основании разработанной модели газодинамического процесса двигателя. Полетные условия транспортной космической системы (ТКС): М = 2,5 - 6,5; высота Н = 18 - 30 км. Элементами управления двигателем являлись входное устройство 1-го контура, реактивное сопло 1-го контура и входное устройство 2-го контура. В качестве топлива использован авиационный керосин Т-6. В качестве характерных параметров использованы расходы газа через 1-й и 2-й контуры, а также внутренняя и располагаемая тяга двигателя. Результаты расчетов показали, что: располагаемая тяга двигателя, по видимому, достаточна для ускорения ТКС в диапазоне М = 2,5 - 6,5 и высоты Н = 18 - 30 км; начиная с режима М = 5,0, Н = 28,0 км наблюдается сильное падение тяги, так что при М = 6,5 располагаемое значение тяги составило меньше 1000 кг; значение тяги двигателя на заключительном участке полета (от М = 5,0 до М = 6,5) может быть существенно поднято путем использования специальных топлив, имеющих высокую скорость сгорания.

Рассмотрено влияние впрыска воды на входе в двигатель на характеристики прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПТВРД). Рассмотрена возможность расширения диапазона эксплуатации ПТВРД классической схемы до скоростей полета, равным числу Маха 5. Проанализированы существующие разработки. Изложены и обоснованы результаты расчетов по влиянию впрыска воды на входе в ПТВРД на параметры рабочего тела по тракту двигателя и его тяговые характеристики. Применение полученных результатов позволит повысить термодинамическую эффективность и расширить диапазон эксплуатации ПТВРД при использовании материалов, освоенных в производстве авиационных газотурбинных двигателей, а также сократить сроки создания конкурентоспособных двигателей для высокоскоростных летательных аппаратов за счет целенаправленного поиска их рационального термодинамического и конструктивно-геометрического облика.