Загальні принципи ТЕХНІКО-ЕКОНОМІЧНОГО АНАЛІЗУ І ВИБОРУ ДВИГУНА ЛІТАКА
Кінцевою метою ТЕА проекту літака є вибір кращою альтернативи з безлічі варіантів з різними тактико-технічними характеристиками (ТТХ). Деякий вектор ТТХ за інших рівних умов забезпечує цілком певну величину ефективності літака.
Ефективність літака характеризує його здатність до вирішення цільової завдання на заданій номенклатурі і ТТХ об'єктів - цілей в певних умовах оперативного застосування.
Безліч синтезованих варіантів проекту літака можна розділити на дві підмножини:
1. варіанти, поступаються варіант другого підмножини по всіх значущим (з точки зору впливу на ефективність) ТТХ.
2. варіанти, що вимагають залучення до аналізу вартісних показників з таких причин.
Серед проектних варіантів другий підмножини немає жодного. перевершує інші за всіма значеннями ТТХ. Такі підмножини зазвичай називають паретовскімі варіантами першого порядку (Парето 1). Сутність постановки задачі вибору кращої альтернативи проекту літака за Парето 1 залежить від рівня ефективності, забезпечується ТТХ паретовскіх варіантів.
У першій постановці. при рівності рівнів ефективності варіантів, завдання вибору проекту зводитися до відшукання оптимальних поєднань ТТХ, розвиток яких суперечливо: поліпшення одних ТТХ веде до поступок в рівні інших ТТХ. Оскільки ефективність літака в цілому залишається незмінною, в аналіз вводяться вартісні показники варіантів проекту, дифференцирующие проект за вартістю, що обумовлює об'єктивність вибору проекту. Друга постановка задачі виникає, коли ТТХ альтернітів проекту забезпечують різний рівень ефективності і вартості, т.ч. в координатах "ефективність-вартість" утворюється поле альтернітів (рис. 1)
е.
ф
ф
е
до
т
і рис. 1
в
н
про
з
т
ь
вартість
У цьому випадку завдання ТЕА вирішується на двох етапах:
1. відсіваються завідомо неоптимальні варіанти
2. з варіантів, що належать кривою "ефективність-вартість", вибираються краща альтернатива.
Перша частина завдання може бути вирішена графічно, шляхом побудови кривої "ефективність-вартість" (рис. 1)
Безлічі (варіанти, що належать кривою "ефективність-вартість") називаються оптимальними за Парето другого порядку (Парето II). Кожен варіант Парето II є найкращим для даного, властивого йому рівня ефективності як володіє найменшою вартістю. Тому варіанти Парето II можуть бути названі субоптимальних. Вибір проекту на такого роду множинах може бути вирішене на рівні літака як системи, що включає групу (парк) літаків даного образу і підсистему базування.
З позиції цієї системи оптимальним може бути варіант проекту, який доставляє екстремум цільової функції розвитку системи за даних обмеженнях. В умовах ресурсних обмежень оптимальним справедливо вважати проект, який забезпечує максимум ефективності системи
е s max
(1)
Завдання пошуку екстремуму по е s вирішується накладенням обмежень на вартість створеної системи С s З s, що акумулює витрати всіх видів ресурсів у вартісному вираженні.
Критерій (1) вказує на глобальний екстремум по ТТХ і конструктивним параметрам літака в цілому і його окремий підсистем, т.к. цей оптимум забезпечує максимальне використання науково-технічних можливостей, реалізованих у проектах перспективних літаків.
Еквівалентом критерію (1) при C s C s є критеріальна функція
Е = Max (U | C св)
(2)
U - ефективність літака в одному вильоті
C св - вартість літако-вильоту
ТТХ літака впливають одночасно на U і С св. ТТХ впливають на С св головним чином через вартість літака. Техніко-техніческае характеристики літака пов'язані з функціональними характеристиками двигуна. Вибір типу двигуна для літаків оперативно-технічного призначення визначається їх висотно-швидкісними характерічтікамі. Основними функціональними характеристиками, визначальними застосування на надзвукових літаках форсажних двигунів, є абсолютна і питома (по витраті повітря) тяга. від корот залежать максимальна швидкість і висота польоту. Разом з тим приймаються до уваги відносна стабільність тяги зі збільшенням швидкості і висоти польоту.
Перераховані характеристики залежать від узагальнених конструкторських параметрів: тяговооруженность r 0, навантаження на крило P 0 і відносної маси навантаження m н авіаційного комплексу, які багато в чому визначаються ФХ двигуна: абсолютної Р 0 і питомої Р в тяги, ваговий віддачею (Р m = Р 0 / m g), питомою витратою палива на форсажному C e ф і безфорсажном З e режимах. Розвиток обощено-конструктивних параметрів (ОКП) літака відбувається при збільшенні Р 0, Р в, Р m і зниженні З e ф, С e.
Зростання тяги двигуна забезпечується збільшенням витрат повітря, що проходить через двигуна в одиницю часу (с), ступеня стиснення компресора П r * і температура газу перед турбіною Т * r. Одночасно ці параметри визначають (за інших рівних умов) рівень питомих функціональних характеристик двигуна: з зростанням П * r і Т * r збільшується питома тяга Р в і вагова віддача Р m, знижується витрата палива С e на бесфорсажном режимі. Витрата повітря від якого при П * r, Т * r залежить тяга двигуна, визначається площею кільцевого каналу F rr , Що утворює газоповітряної тракт двигуна.
Збільшення F rr відбувається або шляхом зменшення діаметра зовнішнього кільця d вх , Або шляхом зменшення діаметра втулки. Останнє має межу, визначається припустимою довжиною лопаток компресора, обмеженої межею міцності матеріалу. при інших рівних умовах зростання G в досягається збільшенням радіальних розмірів компресора, що призводить до зростання маси двигуна. але прагнення підвищити аеродинамічний вагове досконалість двигуна розставляє обмежує зростання d вх. що досягається збільшенням питомої витрати повітря
q в = G в / F лоб
F лоб - площа лобового перерізу
Збільшення ступеня стиснення компресора П * r. Напористий ступенів і питомої витрати повітря призводить до зростання навантаження від аеродинамічних сил на лопатки компресора і деталі корпусу і ротора. Збільшення окружної швидкості і довжини лопаток призводить до збільшення навантажень від відцентрових сил на обертові деталі ротора.
Велика потужність турбін сучасних двигунів при малих габаритах і масі досягається збільшенням теплопередача. перетворюваного в одному щаблі в механічну роботу на валу ротора турбіни, що вимагає підвищення окружної швидкості на лопатки вінці. Одночасно збільшується осьова швидкість газу в проточної частини на виході з турбіни і температура газу перед турбіною. Таким чином, підвищення потужності на одиницю маси турбіни викликає збільшення діючих механічних і температурних навантажень.
Зростання напруженості робочих процесів вимагає застосування конструктивних матеріалів з високими механічними властивостями: титанових сплавів, високолегованих жароміцних сталей і сплавів., Що призводить до зростання матеріаломісткості, трудомісткості, збільшення вартості обладнання. оснащення, інших показників, що визначають рівень собівартості двигуна. Отже ФХ двигуна через матеріали, конструкцію і технологію впливають на вартість двигуна.
Основними ФХ двигуна Р 0 і питома тяга Р в, вагова віддача Р m і витрата палива С e, С еф. В процесі проектування двигуна при заданому значенні Р 0 прагнути максимізувати Р в. Р m і мінімізувати С е і С еф Тоді інтегральна узагальнена характеристика ефективності літака W g буде
W g = P в Р m | C е З еф
(3)
Очевидно, max W g призводить до розвитку ОКП і зростанню ТТХ літака, однак разом з тим зростає і питома вартість двигуна З ро, а отже і вартість літака. Тому потрібен повний аналіз "вартість-ефективність" літака. Цей аналіз дозволить скоротити розмірність задачі, залишивши для подальшого розгляду лише варіанти належать кривої W g-C ро
Отримання проміжних локальних оптимумів (субоптимальних варіантів двигуна) скорочує витрати машинного часу на синтез-аналіз варіантів літаків і робить більш наочної переклад кривий W g-C св в криву UC св
ЕФЕКТИВНІСТЬ ЛІТАКА,
ЇЇ СТРУКТУРА І РОЗРАХУНОК
Ефективність літака розглянутого типу характеризує його здатність до знищення літака умовного противника в повітряному бою
U - кількісна міра ефективності (ймовірність ураження цілі в одному вильоті)
Парний повітряний бій може бути представлений з двох фаз. На першій фазі противники обмінюються ракетними ударами з середньої дистанції. У разі промаху літаки вступають у ближній маневрений бій із застосуванням гарматного озброєння. при цьому:
U = P p + (1-P p) (1-P p) (1-P c) P c (4.1) U = P p + (1-P p) (1-P p) (1-P c) P c (4.2).
U - ймовірність перемоги проектованого літака
U - ймовірність перемоги літака противника
P p | P c - ймовірність ураження літаків сторін ракетами і гарматними снарядами
З формул (4) видно. що ефективність літака визначається бойовими можливостями літаків сторін. Тому:
е = U | U (5)
е - максимум інтегрального показника ефективності
вказує на кращий за бойовими можливостями варіанту.
Синтезовані варіанти проекту літака різняться:
- Характеристиками розміреності, а отже, рівнем демаскерующіх ознак, що впливають на ймовірність попадання в літак ракет і снарядів;
- Висотно-швидкісними і маневреними характеристиками. впливають на здатність літака першим зайняти зручну позицію для пострілу з гармати;
- Запасом палива для бою і його витратою під час бою. впливають на час ведення ближнього бою;
- Масою. а отже, ефективністю вражаючих засобів
У загальному вигляді ймовірності ураження літака противника однією ракетою P p і P c снарядом відповідно запишеться як:
P p 1 = P p 1 (m p 1, , , S) (6)
P c = P C (m c, , , S, ) (7)
m p 1, m c - маса однієї ракети / всіх снарядів
- узагальнена характеристика льотних властивостей літака з урахуванням безфорсажного / форсажного режиму польоту
S - параметр. залежний від розміреності літака
- максимально можлива тривалість ведення ближнього бою
очікувана ймовірність ураження літака двома ракетами обчислюється за формулою:
P p = 1 - (1-P p 1) 2 (8)
Узагальнена характеристика льотних властивостей залежить від наступних параметрів:
= (V y, , t разг, нv) (9)
V y - скоропідйомність
- кутова швидкість усталеного віражу, відповідна заданим режимом польоту (висота. швидкість)
t разг - час розгону від V min до V max на даній висоті
нv - область існування літака в координатах висот і швидкості польоту
S = S (S kp. D ф, кр, ф, F вк) (10)
S kp - площа крила
D ф - Діаметр фюзеляжу
kp / ф - подовження крила / фюзеляжу
F вк - Площа входу в двигун
Агрегати планера мають тотожні з базовим літаком форми, параметри, розміреності, але (S i) - можуть істотно відрізнятися від базових.
БЛОК-СХЕМА АНАЛІЗУ І ВИБОРУ ПАРАМЕТРІВ ДВИГУНА ЛІТАКА
Принципова схема аналізу і вибору параметрів двигуна включає в себе три контури (рис. 2)
КОНТУР 1 - формуються альтернативи літака з двигуном. кожен з яких має свій вектор термодинамічних параметрів.
БЛОК 1 - для 3-4 дискретних значень маси цільової навантаження формуються альтернативи
БЛОК 2 - розраховуються ФХ двигуна (Р 0, Р в, Р m, С е, С еф) і ПТХ літака
При цьому здійснюється узгодженість ТДП і ФХ двигуна з геометричними параметрами літака
КОНТУР 2 - проводитися субоптімізаціі параметрів двигуна на основі аналізу "вартість-ефективність" двигуна
БЛОК 3 - визначення вартості двигуна
БЛОК 4 - визначення ефективності
КОНТУР 3 - вибір двигуна по кривій W g - C ро
БЛОК 6 - визначення вартості літака
БЛОК7 - розраховуються приватні показники ефективності
БЛОК 8 - визначення узагальнених характеристик ефективності на основі результатів Блоку 7
БЛОК 9 - на основі розрахункових даних про вартість (БЛОК 6) і ефективності літака противника, яка визначається щодо кожної альтернативи проекту U j, j = 1, n (n - число субоптимальних варіантів двигуна), встановлюється вартість літако-вильоту
БЛОК 10 - аналіз "ефективність-вартість" літака. на основі БЛОКІВ 8 і 9. Тут відбувається відсів явно безперспективних варіантів і будується крива "ефективність-вартість" в координатах С св-U
БЛОК 11 - вибір варіантів системи літак-двигун за критерієм (2) з варіантів, що належать кривій С св - U