УДК 629.7.036.3

Учет топлива, потребного на полет по заданной траектории, в задаче оптимизации параметров рабочего процесса малоразмерного ТВД для самолета местных воздушных линий

Григорьев Владимир Алексеевич – доктор технических наук, профессор кафедры Теории двигателей летательных аппаратов Самарского государственного аэрокосмического университета им. С.П. Королева (национальный исследовательский университет). (СГАУ, г.Самара)

Загребельный Артем Олегович - магистр, инженер кафедры Теории двигателей летательных аппаратов Самарского государственного аэрокосмического университета им. С.П. Королева (национальный исследовательский университет). (СГАУ, г.Самара)

Кистенев Никита Сергеевич - магистр, инженер кафедры Теории двигателей летательных аппаратов Самарского государственного аэрокосмического университета им. С.П. Королева (национальный исследовательский университет). (СГАУ, г.Самара)

Аннотация: В работе рассмотрен подход к оценке запаса топлива, потребного на полет по заданной траектории для самолета местных воздушных линий применительно к задаче выбора значений параметров рабочего процесса ТВД.

Ключевые слова: Математическая модель, траектория полета, турбовинтовой двигатель, самолет.

Моделирование полёта по траектории самолёта переменной массы заключается в определении потребных мощностей в каждой точке траектории полёта, подбора режима работы двигателя, при котором такая мощность будет обеспечена, и определение часового расхода топлива на этом режиме. При этом расчёт каждого следующего участка производится с учётом того, что самолёт становиться легче (вырабатывается топливо) и, соответственно, уменьшается значение потребной эквивалентной мощности.

При начальном проектировании для определения массы топлива потребного на полет, траекторию полёта самолёта разбивают на несколько участков (рис. 1). При этом можно допустить что на каждом участке сохраняются условия полёта (Н_п, М_п,V_п, L_п, Т_н, р_н), потребная эквивалентная мощность, а следовательно режим работы двигателя Nэi и удельный эквивалентный расход топлива С_эi. Последние определяют путём расчёта высотно-скоростных и дроссельных характеристик двигателя.

Рисунок 1. Профиль полёта СМВЛ.

0-1 разбег, отрыв от полосы и взлёт; 1-2 набор высоты крейсерского полёта; 2-3 крейсерский полёт; 3-4 снижение; 4-5 заход на посадку; 5-6 посадка и пробег.

Неправильный учет массы топлива и его расхода двигателями может приводить к «промахам» при проектировании, как силовой установки, так и при расчетах различных характеристик и показателей летательного аппарата.

На рисунке 1 показан типовой профиль полёта самолёта местных воздушных линий. За базовый расчётный режим выбран горизонтальный крейсерский полёт на большой высоте [1]. В точке «А» планер должен обладать максимальным аэродинамическим качеством, а двигатель лучшим удельным расходом топлива.

Моделирование выполняется в следующей последовательности:

1. Определяются дальности полёта на каждом его этапе. Длины участков взлёта и посадки определяются по приведённым схемам.

Длина участка набора высоты по горизонту:

где V_kp – крейсерская скорость горизонтального полёта;

– время подъёма с высоты H₁ на H₂ (V_y – вертикальная скорость, определяется из рисунка 2).

Рисунок 2. Схема разбега и взлёта СМВЛ.

Горизонтальное расстояние, которое пролетит самолёт при снижении отображено на схеме посадки на рис. 3:

.

Рисунок 3. Схема посадки СМВЛ.

Для определения дальности участка горизонтального полёта нужно из расчётной дальности вычесть длины всех остальных участков:

2. Определяется время прохождения каждого из n участков.

3. Определяются потребные мощности в каждой из i точек [2].

В точке начала разбега:

В точках участка набора высоты:

, где

– мощность, потребная для горизонтального полёта;

– избыток мощности, необходимый для набора высоты;

– полётная масса в точке 1;

– суммарные затраты топлива на предыдущих отрезках.

В точках горизонтального полёта:

– полётная масса в точках горизонтального полёта.

В точках участка снижения: .

4. Полученные значения потребных мощностей вносятся в математическую модель двигателя, где уже определены удельные значения выходных данных двигателя и площади его проходных сечений (выполнена «завязка»). Полученные значения часового расхода топлива умножаются на время прохождения i-го участка и количество двигателей. Таким образом, затраты топлива на полёт составят:

Нужно заметить, что участок горизонтального полета является во многом определяющим этапом на всей траектории полета, т.к. на него приходится до 80% от всего объема затрачиваемого топлива. Поэтому необходимо для корректного учета выработки топлива, этот этап разбивать на такое число участков, которое позволит адекватно оценивать изменения параметров летательного аппарата и силовой установки.

Модуль моделирования полета по траектории обеспечивает возможность планирования выполнения самолетом различных задач и выбор из возможных решений при большем количестве вариационных решений, то есть позволит сформировать области рациональных значений параметров и отследить характер изменения параметров, т.е. сделать обоснованный выбор в пользу того или иного проектного решения.

Список литературы

1 Маслов В. Г. Теория выбора оптимальных параметров при проектировании авиационных ГТД / Маслов В. Г. – М.: Машиностроение, 1981. – 123 с.

2 Бадягин А. А., Мухамедов Ф. А. Проектирование лёгких самолётов. – М.: Машиностроение, 1978. – 208 с., ил.