Большая мощность турбин современных двигателей при малых габаритах и массе достигается увеличением теплопередача. преобразуемого в одной ступени в механическую работу на валу ротора турбины, что требует повышения окружной скорости на лопаточном венце. Одновременно увеличивается осевая скорость газа в проточной части на выходе из турбины и температура газа перед турбиной. Таким образом, повышение мощности на единицу массы турбины вызывает увеличение действующих механических и температурных нагрузок.

Рост напряженности рабочих процессов требует применения конструктивных материалов с высокими механическими свойствами: титановых сплавов, высоколегированных жаропрочных сталей и сплавов., что приводит к росту материалоемкости, трудоемкости, увеличению стоимости оборудования. оснастки, других показателей, определяющих уровень себестоимости двигателя. Следовательно ФХ двигателя через материалы, конструкцию и технологию влияют на стоимость двигателя.

Основными ФХ двигателя Р0 и удельная тяга Рв , весовая отдача Рm и расход топлива Сe, Сеф. В процессе проектирования двигателя при заданном значении Р0 стремиться максимизировать Рв. Рm и минимизировать Се и Сеф Тогда интегральная обобщенная характеристика эффективности самолета Wg будет Wg = Pв Рm | Cе Сеф

(3)

Очевидно, max Wg приводит к развитию ОКП и росту ТТХ самолета, однако вместе с тем возрастает и удельная стоимость двигателя Сро , а следовательно и стоимость самолета. Поэтому требуется полный анализ “стоимость-эффективность” самолета. Этот анализ позволит сократить размерность задачи, оставив для дальнейшего рассмотрения лишь варианты принадлежащие кривой Wg-Cро

Получение промежуточных локальных оптимумов (субоптимальных вариантов двигателя) сокращает затраты машинного времени на синтез-анализ вариантов самолетов и делает более наглядной перевод кривой Wg-Cсв в кривую U-Cсв

ЭФФЕКТИВНОСТЬ САМОЛЕТА,

ЕЕ СТРУКТУРА И РАСЧЕТ

Эффективность самолета рассматриваемого типа характеризует его способность к уничтожению самолета условного противника в воздушном бою

U - количественная мера эффективности (вероятность поражения цели в одном вылете)

Парный воздушный бой может быть представлен из двух фаз. На первой фазе противники обмениваются ракетными ударами со средней дистанции. В случае промаха самолеты вступают в ближний маневренный бой с применением пушечного вооружения. при этом:

U = Pp + (1-Pp)(1-Pp)(1-Pc)Pc (4.1) U = Pp + (1-Pp)(1-Pp)(1-Pc)Pc (4.2).

U - вероятность победы проектируемого самолета

U - вероятность победы самолета противника

Pp|Pc - вероятность поражения самолетов сторон ракетами и пушечными снарядами

Из формул (4) видно. что эффективность самолета определяется боевыми возможностями самолетов сторон. Поэтому:

е = U | U (5)

е - максимум интегрального показателя эффективности

указывает на лучший по боевым возможностям варианта.

Синтезируемые варианты проекта самолета различаются:

- характеристиками размеренности, а следовательно, уровнем демаскерующих признаков, влияющих на вероятность попадания в самолет ракет и снарядов;

- высотно-скоростными и маневренными характеристиками. влияющие на способность самолета первым занять удобную позицию для выстрела из пушки;

- запасом топлива для боя и его расходом во время боя. влияющих на время ведения ближнего боя;

- массой. а следовательно, эффективностью поражающих средств

В общем виде вероятности поражение самолета противника одной ракетой Pp и Pc снарядом соответственно запишется как:

Pp1 = Pp1 (mp1, a, a, S) (6)

Pc = PC (mc, a, a, S, t ) (7)

mp1, mc - масса одной ракеты/всех снарядов

a - обобщенная характеристика летных свойств самолета с учетом безфорсажного/форсажного режима полета

S - параметр. зависящий от размеренности самолета

t - максимально возможная продолжительность ведения ближнего боя

ожидаемая вероятность поражения самолета двумя ракетами вычисляется по формуле:

Pp = 1-(1-Pp1)2 (8)

Обобщенная характеристика летных свойств зависит от следующих параметров:

a = a(Vy, y, tразг, Wнv) (9)

Vy - скороподъемность

y- угловая скорость установившегося виража, соответствующая заданному режиму полета (высота. скорость)

tразг - время разгона от V min до V max на данной высоте

Wнv - область существования самолета в координатах высот и скорости полета

S = S (Skp. Dф, aкр, aф, Fвк) (10)

Skp - площадь крыла

Dф - диаметр фюзеляжа

akp/ aф - удлинение крыла/фюзеляжа

Fвк - площадь входа в двигатель

Агрегаты планера имеют тождественные с базовым самолетом формы, параметры, размеренности, но (Si) - могут существенно отличаться от базовых.

БЛОК-СХЕМА АНАЛИЗА И ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ ДВИГАТЕЛЯ САМОЛЕТА

Принципиальная схема анализа и выбора параметров двигателя включает в себя три контура (рис. 2)

КОНТУР 1 - формируются альтернативы самолета с двигателем. каждый из которых имеет свой вектор термодинамических параметров.

БЛОК 1 - для 3-4 дискретных значений массы целевой нагрузки формируются альтернативы

БЛОК 2 - рассчитываются ФХ двигателя (Р0, Рв, Рm, Се, Сеф ) и ПТХ самолета

При этом осуществляется согласованность ТДП и ФХ двигателя с геометрическими параметрами самолета

КОНТУР 2 - проводиться субоптимизация параметров двигателя на основе анализа “стоимость-эффективность” двигателя

БЛОК 3 - определение стоимости двигателя

БЛОК 4 - определение эффективности

КОНТУР 3 - выбор двигателя по кривой Wg- Cро

БЛОК 6 - определение стоимости самолета

БЛОК7 - рассчитываются частные показатели эффективности

БЛОК 8 - определение обобщенных характеристик эффективности на основе результатов БЛОКА 7

БЛОК 9 - на основе расчетных данных о стоимости (БЛОК 6) и эффективности самолета противника, определяемой относительно каждой альтернативы проекта Uj , j=1,n (n - число субоптимальных вариантов двигателя), устанавливается стоимость самолето-вылета

БЛОК 10 - анализ “эффективность-стоимость” самолета. на основе БЛОКОВ 8 и 9. Здесь происходит отсев заведомо неперспективных вариантов и строится кривая “эффективность-стоимость” в координатах Ссв -U

БЛОК 11 - выбор вариантов системы самолет-двигатель по критерию (2) из вариантов, принадлежащих кривой Ссв- U