Усовершенствованный метод определения областей рациональных проектных параметров ТРДД для дозвукового пассажирского самолета на этапе поисковых исследований

Актуальность темы

Современному этапу развития авиационных ГТД присущи признаки насыщения двигателя как технической системы [1]. Усилия по повышению эффективности новых летательных аппаратов (ЛА), подсистемой которого является авиационный ГТД, требуют все больших затрат времени и ресурсов на их создание. Сроки разработки самолетов от замысла до первого полета составляют от 3 до 10 лет, а двигателя обычно на 3 — 5 лет больше. В таких условиях, естественно, возросла цена возможных ошибок проектирования, особенно на его начальных этапах при формировании технического задания (ТЗ) и технического предложения (ТП). Для уменьшения вероятности таких ошибок в настоящее время используются различные методы. В их основе лежат идеи системного подхода (системного проектирования) [2,3] и методы оптимального проектирования.

Первой наиболее ответственной задачей проектирования авиационного ГТД является выбор типа двигателя, его размерности, схемы и проектных параметров, которые обеспечивают максимальную эффективность ЛА, для которого предназначен двигатель. Создание теории выбора оптимальных параметров при проектировании авиационных ГТД [4], если судить по созданным с 1981 г. ТРДД, не изменило описанную в этой работе картину неоптимальности (в рамках этой теории) выбора проектных параметров (30−50% созданных ГТД). Разработанные ТРДД для дальнемагистральных самолетов (ДМС) имеют проектные параметры, достаточно далекие по степени двухконтурности (т) от оптимальных значений по различным критериям эффективности, приведенных в [5]. Влияние большого числа неформализуемых в рамках вышеупомянутой теории факторов не позволяет напрямую перевести результаты, достигнутые в [4,5], в практические рекомендации по выбору проектных параметров.

О сложности выбора проектных параметров можно судить по отличию в m, принятой для создаваемых двигателей двух различных фирм, предназначенных для одного и того же самолета — А.ЗХХ. Двигатель фирмы Энджин Эл-лайнс GP7000 будет иметь ш=7,8, а у «Трент» 900 фирмы Роллс-Ройс предполагается ш=8,6. На самолете В777 устанавливаются двигатели трех фирм, отличающиеся по величине суммарной степени повышения полного давления *.

7ГК^) на 26% и по m на 36%. Для дальнемагистрального самолета разработан.

ТРДД сверхвысокой степени двухконтурности НК-93 с Ш = 16,6.

Проблема выбора проектных параметров авиационных ГТД, являющаяся частью проблемы согласования характеристик JIA и двигателя, имеет свои особенности. Основная трудность заключается в том, что из-за отличия в сроках создания этап внешнего проектирования двигателя приходится начинать задолго до появления окончательных требований к самолету. Проектный поиск облика ГТД производится в условиях неопределенности результатов из-за неполной информации о критериях эффективности, исходных данных и о характеристиках. Соответственно задача выбора проектных параметров является задачей принятия решения в условиях неопределенности.

С точки зрения проектировщика задача принятия решения в условиях неопределенности принципиально отличается от задачи оптимизации. Она значительно шире в содержательно-постановочном плане и в то же время формально не замкнута. Причем формально замкнуть задачу принятия решения в условиях неопределенности невозможно. Поэтому поиск «оптимального» решения должен быть заменен на принцип поиска «наиболее обоснованного» или «рационального» решения. Задача принятия решения при выборе проектных параметров ТРДД, исходя из указанных обстоятельств этапов разработки ТЗ и ТП по двигателю, относится к задачам принятия решения в условиях неопределенности. Поэтому следует говорить о выборе «рациональных», а не «оптимальных» проектных параметрах ТРДД и можно считать, что имеется необходимость в разработке методов нахождения областей «рациональных» проектных параметров, которые обладают повышенной точностью и эффективностью.

Наиболее удобным объектом для проверки новых методов по выбору проектных параметров авиационных ГТД являются ТРДД, установленные на ДМС, которые сейчас являются единственным типом ГТД для магистральных самолетов. Вопросам выбора их проектных параметров посвящено достаточное количество работ, что облегчает верификацию, как метода, так и моделей расчета. Использование в качестве ЛА, на котором устанавливаются исследуемые двигатели, дозвукового пассажирского самолета (ДПС), причем именно ДМС, делает менее трудной задачу выбора критерия эффективности ЛА из-за одноцелевого характера его использования и позволяет легко выбрать расчетный режим. В этом случае предметом изучения в диссертационной работе будут методы определения областей рациональных проектных параметров ТРДД для ДПС на примере ДМС на начальном этапе проектирования.

Основной целью работы является повышение эффективности ТРДД в системе ЛА в результате разработки и применения усовершенствованного метода определения областей рациональных проектных параметров ТРДД для дозвукового пассажирского самолета (ДПС) на этапе поисковых исследований. Метод должен отличаться высокой точностью моделирования ТРДД и ДПС, учетом компоновочных ограничений как для ТРДД, так и для ДПС, меньшей размерностью задачи оптимизации и большей достоверностью получаемых результатов за счет повышения точности расчетов.

Задачи исследования состоят в создании математических моделей, обладающих большей точностью расчета и детальнее описывающих облики ТРДД и ДПС. Требуется разработка алгоритмов определения конструктивно-компоновочных ограничений на проектные параметры ТРДД. Кроме того, следует разработать процедуру, позволяющую снизить размерность задачи оптимизации, что исключит выбор не лучших вариантов при отступлении от опти-мумов по принятым критериям эффективности. Необходим анализ критериев эффективности ДПС с точки зрения их использования для выбора проектных параметров ТРДД. Важным этапом работы является объединение всех разработанных моделей в единый метод, создание пакета прикладных программ, реализующих его. Завершающая стадия включает в себя исследование чувствительности разработанных моделей, их верификацию и всего метода в целом.

Из всех возможных методов выбора проектных параметров было выбрано численное моделирование на ЭВМ. Это позволяет получить более высокую точность определения обликов ДПС и ТРДД по сравнению с аналитическими моделями и тем самым выявить новые закономерности, не отражаемые последними из-за их вынужденного упрощения. Одновременно открываются перспективы практического применения разработанного метода. Более детальное описание обликов ДПС и ТРДД позволяет выявить действительные связи между ними, учесть влияние малых изменений характеристик системы (ДПС) и подсистемы (ТРДД) друг на друга. Обеспечивается оценка влияния схемы ТРДД, уровня технического совершенства отдельных узлов и компоновки турбокомпрессора и турбовентилятора на область выбора проектных параметров ТРДД.

Научная новизна диссертации заключается в разработке и применении усовершенствованного метода определения областей рациональных проектных параметров ТРДД для дозвукового пассажирского самолета на этапе поисковых исследований, обладающего повышенной точностью и позволяющего определить связанные с компоновкой ТРДД и дозвукового пассажирского самолета (ДПС) ограничения на проектные параметры двигателя.

Практическое значение работы состоит в том, что разработан усовершенствованный метод определения областей рациональных проектных параметров ТРДД для дозвукового пассажирского самолета (ДПС) на этапе поисковых исследований, верифицированный на примере ДМСсозданы алгоритмы и пакет прикладных программ расчета областей рациональных проектных параметров ТРДД, позволяющий проводить их выбор на этапе поисковых исследований с учетом связанных с компоновкой ТРДД и ДМС ограничений и реальной размерности двигателя для широкого круга различных показателей эффективности на единой информационной базе. Использование метода на последующих этапах разработки позволяет учитывать результаты испытаний и определять рациональное направление изменения проектных параметров. Предлагаемый метод отличается повышенной точностью и эффективностью определения областей рациональных проектных параметров ТРДД.

Автор защищает:

1. Усовершенствованный метод определения областей рациональных проектных параметров ТРДД на этапе поисковых исследований.

2. Процедуру отбраковки исследуемых вариантов ТРДД, повышающую эффективность определения области рациональных проектных параметров ТРДД.

3. Систему взаимосвязанных моделей определения областей рациональных проектных параметров ТРДД.

4. Результаты анализа положения экстремумов 22-х показателей технической эффективности ТРДД и ЛА, используемых при выборе проектных параметров.

5. Результаты построения и исследования областей рациональных проектных параметров ТРДД для перспективного дальнемагистрального пассажирского самолета.

Апробация работы. Материалы диссертации докладывались и обсуждались на кафедре «Авиационные двигатели» РГАТА. и кафедре 201 МАИ.

Публикации. По теме диссертации опубликовано 2 пособия, 5 статей и 1 тезисы.

Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, пяти глав, списка литературы из 149 наименований и 13 приложений. Работа изложена на 238 стр. и включает в себя 147 с. машинописного текста, иллюстрирована 88 рисунками и содержит 13 таблиц. Приложения даны на 110 стр. и включают в себя 18 рисунков и 8 таблиц.