CC BY
284
УДК 621.45.015
ПРИМЕНЕНИЕ ИМИТАЦИОННОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ НА РАННИХ СТАДИЯХ ПРОЕКТИРОВАНИЯ СИЛОВЫХ УСТАНОВОК ДЛЯ БЕСПИЛОТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ ОДНОРАЗОВОГО ПРИМЕНЕНИЯ И.А. Кривошеев, Д.А. Ахмедзянов, А.Б. Михайлова, Ю.М. Ахметов, А.Е. Михайлов
Рассмотрены особенности применения различных средств имитационного моделирования на ранних стадиях проектирования силовой установки для беспилотного летательного аппарата (БПЛА) одноразового применения. Проведено термогазодинамическое моделирование рабочего процесса газотрубинных двигателей для БПЛА с использованием системы имитационного моделирования (СИМ) DVIGwp. Проведена оптимизация параметров термодинамического цикла ГТД для рассматриваемого БПЛА одноразового применения. Описаны конструктивные особенности газотурбинных двигателей для БПЛА одноразового применения. Представлены результаты газодинамического моделирования компрессоров ГТД для БПЛА одноразового применения в СИМ COMPRESSOR
Ключевые слова: беспилотный летательный компрессор, имитационное моделирование
ВВЕДЕНИЕ
Беспилотный летательный аппарат - разновидность летательного аппарата, управление которым не осуществляется пилотом на борту. Различают следующие беспилотные летательные аппараты: неуправляемые; автоматические; дистанционно пилотируемые летательные аппараты.
Широкое применения для БПЛА различного назначения (мишени, фоторазведчики, корректировщики боевых действий, боевые ракеты и др.) получили как маломощные газотурбинные двигатели (ТРД, ТРДД и ТВД с GВ пр < 10 кг/с) для дозвуковых скоростей полета, так и достаточно мощные ГТД (ТРД с GВ пр > 30 кг/с) для транс- и сверхзвуковых скоростей полета и диапазоном изменения расхода топлива на максимальных режимах (по частоте вращения) GT тах/GT min = т..2°.
С учетом специфики применения силовых установок для БПЛА одноразового применения стоимость двигателей и их разработки должна быть минимизирована, но при этом необходимо учитывать и сопоставление стоимостей одноразового БПЛА и выполняемой им функции (например, стоимость крылатой ракеты и авианесущего крейсера, для уничтожения которого
Кривошеев Игорь Александрович - УГАТУ, д-р техн. наук, профессор, e-mail: [email protected];
Ахмедзянов Дмитрий Альбертович - УГАТУ, д-р техн. наук, профессор, e-mail:[email protected], 8 (3472) 73-06-35 Михайлова Александра Борисовна - УГАТУ, аспирант, e-mail: [email protected]
Ахметов Юрий Мавлютович - УГАТУ, канд. техн. наук, доцент, тел. 8 (3472) 73-09-44
Михайлов Алексей Евгеньевич - УГАТУ, аспирант, e-mail: [email protected]
аппарат, силовая установка, газотурбинный двигатель,
ракета и ее силовая установка разрабатываются), что оправдывает достаточно высокую стоимость силовой установки для крылатых ракет специального назначения.
Тем не менее проблема минимизации затрат на этапе проектирования силовой установки является чрезвычайно актуальной. Особенно это касается начальных этапов проектирования, на которых возможна замена физических экспериментов и опережающих испытаний натурных объектов проведением математического моделирования.
В настоящей работе рассматривается вопрос выбора силовой установки для БПЛА одноразового применения для дозвуковых скоростей полета с помощью средств имитационного моделирования различного уровня и функционального назначения.
1. СОСТОЯНИЕ ВОПРОСА
Одним из интенсивно развивающихся направлений в отечественном авиадвигателе-строении является широкое внедрение на этапах НИОКР расчетных методов исследования, базирующихся на использовании возрастающей производительности ЭВМ и современных прикладных программ, которые позволяют моделировать сложные физические процессы, происходящие в ГТД и его основных узлах. Такой путь требует значительно меньших финансовых затрат, чем экспериментальная отработка авиационных двигателей и их элементов, и позволяет в современных условиях проводить научно-исследовательские работы с высокой эффективностью. Кроме того, сочетание современных расчетных методов и численных методов оптимизации дают возможность проведения целенаправленного поиска технических проектных решений, обеспечивающих пре-
дельные значения показателей эффективности разрабатываемых авиационных газотурбинных двигателей.
Вопросам проектирования газотурбинных двигателей различного назначения посвящено множество работ [1, 3-6]. В работе [1] представлены основные сведения о газотурбинных двигателях и тенденции развития ГТД для БПЛА различного назначения. В работах [3, 4] представлены основные закономерности рабочего процесса и совместной работы узлов ГТД. Представлен анализ характеристик двигателей различных типов и схем, а также их законов регулирования. В работе [5] изложены вопросы проектирования авиационных газотурбинных двигателей в различных аспектах: методология проектирования, термогазодинамическое проектирование, прочностное проектирование, проектирование основных узлов ГТД, технология проектирования ГТД в среде CAD/САМ/САЕ - систем (в том числе в среде имитационного моделирования). В работе [6] рассматривается методика выбора силовых установок летательных аппаратов различного назначения и диапазона эксплуатационных режимов с использованием ЭВМ.
Решение рассматриваемой авторами задачи относится к этапу концептуального проектирования ГТД, на котором ведется поиск типа, структуры и основных режимно - конструкторских параметров проектируемого газотурбинного двигателя исключительно на основе особенностей и целевых признаков надсистемы, в которой он будет применяться. Множество вариантов, среди которых ведется поиск, должно охватывать все принципиально возможные схемы и типы двигателей. Выбор «нужного» типа должен осуществляться с учетом целого ряда условий и критериев, накладываемых целевым назначением летательного аппарата как надсистемы, что, естественно, усложняет поиск [5]. На начальных стадиях проектирования особую актуальность приобретают системы поддержки принятия решения. Согласно современным концепциям CALS - технологий обосновывается целесообразность применения CAE -систем, в частности систем имитационного моделирования различного уровня и функционального назначения на этапе концептуального проектирования ГТД различного целевого назначения. Возможно построение базы данных для системы поддержки принятия решений на основе различных систем имитационного моделирования авиационных ГТД.
2. ОСОБЕНОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО
АППАРАТА КАК НАДСИСТЕМЫ ОПРЕДЕЛЕЮЩЕЙ ВЫБОР СИЛОВОЙ УСТАОВКИ
Определяющим фактором, согласно [5], для выбора силовой установки при концептуальном проектировании является надсистема, представляющая собой БПЛА одноразового применения для дозвуковых скоростей полета. Летательный аппарат подобного класса накладывает на силовую установку определенные специфические требования, обусловленные особенностями целевого применения.
В настоящее время описанию и подробной классификации беспилотных летательных аппаратов посвящено множество работ, например [7, 8]. Данные работы позволяют произвести выбор параметров беспилотного летательного аппарата, необходимых для обоснования выбора силовой установки.
Одним из определяющих факторов при анализе характеристик силовой установки БПЛА является траектория полета и потребные характеристики силовой установки на основных режимах полета, имеющих наибольшую наработку, особенно на крейсерском режиме полета. Вопросам определения траектории полета посвящены следующие работы [9-11]. Анализ представленных работ позволяет выбрать типовую траекторию летательного аппарата. В 70-х годах была описана концепция нового типа БПЛА одноразового применения, реализующего полет на предельно малой высоте с «огибанием» рельефа поверхности (рис. 1,
2). В настоящее время подобная концепция находит широкое применение на крылатых оперативно-тактических ракетах класса «воздух-поверхность». Траектория полета с «огибанием» рельефа поверхности обеспечивает низкую радиолокационную заметность БПЛА, однако полет на сверхмалых высотах является неоптимальным для силовой установки с точки зрения топливной экономичности. Подобная концепция управления БПЛА накладывает на силовую установку специфические требования. На рис. 1 представлена трехуровневая модель БПЛА и силовой установки с декомпозицией до уровня газотурбинного двигателя. Данные, представленные на рис. 1 позволяют проанализировать функциональную взаимосвязь моделей летательного аппарата с различным уровнем декомпозиции. Представлена декомпозиция до уровня математической модели газотурбинного, рассматриваемая в данной работе. На рис. 2 представлена типовая обезразмеренная траек-
тория полета БПЛА с «огибанием» рельефа поверхности.
С) О1!3
1
Топл. сист
Рис. 1. Трехуровневая функциональная модель БПЛА и силовой установки на основе газотурбинного двигателя
Нет, ЛА
а а.2 о,4 а.б а.з 1 ^«
Рис. 2. Типовая траектория полета летательного аппарата
Определяющим для силовой установки БПЛА реализующего полет с «огибанием» рельефа поверхности является крейсерский участок полета. Выбор силовой установки рассматривается исходя из обеспечения требуемых характеристик на крейсерском режиме полета БПЛА. В качестве примера в табл. 1 приведены необходимые данные для выбора силовой уста-
новки. Таблица 1 Параметры ЛА на крейсерском режиме полета
Высота полета, м 25
Масса БПЛА, кг 1150
Потребная тяга двигателя, кН 3,25
Крейсерская скорость полета ,7 0, II о,
Дальность полета, м 750000
Исходя из данных, табл.1, расчетной точкой для проектировочного расчета являются следующие внешние условия: Н=25м, М=0,7.
3. ОСОБЕННОСТИ СИСТЕМЫ ИМИТАЦИОННОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ АВИАЦИОННЫХ ГТД DVIGWP
В НИЛ САПР-Д кафедры авиационных двигателей разработана система имитационного моделирования (СИМ) работы авиационных ГТД на установившихся и неустановившихся режимах работы в термогазодинамическом аспекте [12-15], разработаны математические модели узлов газотурбинного двигателя, элементов систем управления и контроля, позволяющих моделировать, исследовать и прогнозировать различные режимы работы двигателей произвольных схем совместно с элементами их систем управления, при этом решать различные проектно-доводочные задачи.
Суть разработанного метода моделирования различных установившихся и неустано-вившихся режимов работы газотурбинных двигателей произвольных схем базируется на совокупности следующих принципов:
1) модульность построения модели расчетной схемы: представление ГТД совместно с САУ из связанных между собой информационными потоками моделей структурных элементов (СЭ) ГТД, а также элементов САУ;
2) единая схема представления модулей (моделей СЭ): задание входных данных и характеристик, алгоритма расчета и получение выходных данных; при этом предложен оригинальный метод сетевого представления взаимосвязи параметров, в виде ориентированного графа, где ребра являются параметрами и функциями влияния, вершины - рекуррентными операторами, из которых состоит алгоритм СЭ;
3) выполнение законов сохранения (вещества, энергии, количества движения и т. д.) за счет задания в моделях СЭ специальных «портов» и унифицированных типов информационных потоков, благодаря чему формируемые из моделей СЭ модели тоже изображаются ориентированными графами;
4) независимость и возможность вариации учета в модели различных факторов: принцип позволяет вносить изменения и дополнения, связанные с необходимостью учета или уточнения новых факторов, изменять алгоритмы расчета модулей или элементов управления, при этом динамические свойства (функции) модели добавляются к статическим моделям независимо как дополнительные ребра и вершины в ориентированном графе;
5) решение произвольных проектнодоводочных задач путем задания условий моделирования: для любой задачи в «законе рас-
чета» среди параметров СЭ указываются функции цели - так называемые «поддерживаемые» параметры или комплексы и варьируемые величины, за счет вариации и табуляции которых достигается выполнение функции цели. Выполнение законов расчета реализуется с помощью решателя (процессора СИМ) с использованием методов многокритериальной оптимизации - останов происходит, когда каждый «поддерживаемый» параметр оказывается в заданной области, с заданной для него точностью [15].
Разработанный универсальный метод моделирования ГТД включает в себя: библиотеку моделей структурных элементов; препроцессор; процессор; постпроцессор; архив; редактор характеристик структурных элементов.
СИМ DVIGwp является открытой системой и базируется на FrameWork САМСТО [1215], предназначенной для создания автономных приложений, ориентированных на моделирование различных технических объектов и систем, что дает возможность пользователю вносить добавления, изменения для решения конкретных задач, создавать новые СЭ и информационные потоки.
4. ВЫБОР СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ В СИМ DVIGWP
Выбор силовой установки для беспилотного летательного аппарата производится согласно IDEF0 - диаграмме представленной на рис. 3, 4. Диаграмма отражает функциональную взаимосвязь этапов решения рассматриваемой задачи, относящейся к этапу концептуального проектирования силовой установки. Выбор силовой установки беспилотного летательного аппарата одноразового применения производится в системе имитационного моделирования авиационных ГТД DVIGwp.
В рассматриваемом диапазоне высот и скоростей полета летательного аппарата наилучшей топливной экономичностью обладает семейство двухконтурных турбореактивных двигателей. В настоящей работе рассматривается схема ТРДД с раздельными соплами. Согласно [3, 16] наиболее обоснованным критерием для оптимизации термогазодинамических параметров авиационных ГТД является масса силовой установки и запас топлива на борту летательного аппарата.
Техническое задание на проектирование силовой установки; Нормативно-техническая документация
Результаты пред проектных ■ исследований
Концептуальное проектирование силовой установки для БПЛА одноразового применения
АО
Техническое предложение на силовую установку для БПЛА одноразового применения
Методология проектирования авиационных ГТД;
Средства имитационного моделирования ГТД различного уровня и функционального назначения
Рис. 3. ГОЕЕ-0 диаграмма верхнего уровня для концептуального проектирования силовой установки БПЛА
Масса силовой установки Мсу определяется следующим образом:
Мсу = (М + Мп + Мксм) • К • £рес , (1)
где М, - масса газогенератора внутреннего контура двигателя (без вентилятора и турбины вентилятора); Мп -масса турбовентиляторного и обечайки наружного контура; Мксм-масса камеры смешения у ТРДДсм; Кс -коэффициент совершенствования массы ГТД по годам; Крес -
коэффициент, учитывающий изменение массы ГТД в зависимости от величины назначенного ресурса. Особенности методики расчета проектной величины массы силовой установки изложены в [16].
Отличительной особенностью силовой установки беспилотного летательного аппарата класса «воздух-поверхность» является отсутствие взлетного режима «Максимал», являющегося типичной проектной точкой для ТРДД. В настоящей работе рассматривается оптимизация термогазодинамических параметров ГТД в проектной точке крейсерского полета летательного аппарата. Потребный запас топлива на борту ЛА М т рассчитывается исходя из дальности полета с условием полной выработки запаса топлива в полете без учета различных эволюций ЛА на начальном и конечном участках траектории.
Ьг
М кр • а
(2)
где Ь П -дальность полета ЛА, Мкр - число Маха по скорости крейсерского полета ЛА, а -скорость звука на высоте крейсерского полета ЛА, О т - массовый секундный расход топлива силовой установки на крейсерском режиме полета ЛА
Техническое задание на проектирование силовой установки.
Нормативно-техническая документация
Оптимизация структуры математической модели двигателя
Результаты
предпроектных
исследований
Структурный
в СИМ БУЮ^Ф
Техническое предложение на силовую установку для БПЛА одноразового применения
01
Методология проектирования авиационных ГТД.
Средства имитационного моделирования ГТД различного уровня и функционального назначения
Рис. 4. IDEF0-диаграмма процесса оптимизации силовой установки для БПЛА
Критерий оптимизации ГТД - масса силовой установки и топлива на борту ЛА:
Мсу+т = Пдв •Мдв • Ксу +Мтс •Мт , (3)
где ида - количество двигателей, ксу - коэффициент увеличения массы СУ за счет элементов крепления и конструкции мотогондолы, Мтс -коэффициент, учитывающий массу топливной системы ЛА.
Представленная методика расчета массы силовой установки и потребного запаса топлива на борту ЛА реализована в системе имитационного моделирования DVIGwp для оптимизации параметров термодинамическогоцикла ГТД.
На рис. 5 представлены результаты структурного синтеза модели в СИМ DVIGwp. Следующим этапом является параметрический синтез, заключающийся в определении параметров, характеризующих эффективность рабочего процесса в узлах ГТД согласно рекомендациям [3-5, 15, 16].
Система уравнений, описывающих рабочий процесс двухвального ТРДД замыкается с помощью четырех параметров, определяющих термодинамический цикл ГТД как тепловой машины - степень повышения давления в вен-
тиляторе рв, степень повышения давления в
*
компрессоре рк, степень двухконтурности т , температура газов на выходе из камеры сгорания Тг.
5
10
11
Рис. 5. Топологическая схема модели двухвального ТРДД в СИМ DVIGwp 1-начальные условия, 2- входное устройство, 3-компрессор, 4- отбор газа, 5-общие результаты,
6- камера сгорания, 7-канал, 8-газовая турбина, 9- реактивное сопло, 10-газовый поток, 11-механический поток
Как правило, температура газов на выходе из камеры сгорания определяется достигнутым технологическим уровнем или иными специфическими ограничениями. В случае проектирования ГТД для БПЛА одноразового применения для снижения стоимости производства температура газов на выходе из камеры сгора-
М1
::
9
ния ограничивается исходя из требования применения неохлаждаемых лопаток соплового аппарата и рабочего колеса первой ступени турбины высокого давления. Соответственно температура газов на выходе из камеры сгорания ограничивается величиной Т г = 1325 K.
При выбранной величине температуры газов на выходе из камеры сгорания систему уравнений ГТД замыкают три параметра опти-
* *
мизации: рв, рк, m.
В СИМ DVIGwp проведена совокупность проектировочных расчетов при различных сочетаниях рв , рк, m . Основным требованием является обеспечение потребного уровня тяги ГТД на крейсерском режиме полета. Основные результаты моделирования в СИМ DVIGwp представлены на рис. 6 и 7.
На рис. 6 представлена сетка изолиний функции Мсу+т = f (р *кЕ, m) при различных значениях степени двухконтурности. Критерием оптимизации термодинамического цикла является минимизация критерия Мсу+т. Рассматриваемый процесс выбора оптимальных параметров термодинамического цикла представляет собой трехпараметрическую оптимизацию. Однако в действительности существует взаимосвязь между параметрами каскадов компрессора при выбранной температуре газов за камерой сгорания и степени двухконтурности для обеспечения потребного уровня тяги. Таким образом, в СИМ DVIGwp осуществляется двухпараметрическая оптимизация параметров термодинамического цикла ГТД в координатах р*кЕ, m . Оптимизация согласно рис. 6 производится в два этапа: выбор оптимальной точки на изолинии m = const с последующим определением оптимальной степени двухконтурности ТРДД. Анализ кривых, представленных на рис. 6, позволяет определить линию оптимумов термодинамического цикла ГТД с точки зрения оптимизации системы «силовая установка - летательный аппарат».
На рис. 7 представлена изоповерхность функции рв = f (рк, Мсу+т) при m = 1,05 , а также
проекцияповерхности на плоскость рк,Мсу+т , что позволяет выявить минимум функции
M cy+т = f (р к > р в).
В результате проведенных исследований определены оптимальные параметры термодинамического цикла (табл. 2).
—-т=1,05 —пп=1 — т=0,95 —т=1Д5 ^линияоптимумов ^нт=1,1
—т=1,05 —т=1 —т=0,95 — т=1,15 — линия оптимумов ^т=1,1 пк,
Рис. 6. Оптимизация термогазодинамических параметров ТРДД с использованием Мсу+т = f (р кЕ, m)
Рис. 7. Изоповерхность рв = f (рк,Мсу+т) приm = 1,05
Таблица 2
Основные параметры термодинамического цикла оптимального ТРДД
Температура газов на
выходе из камеры 1325
сгорания Тг, К
Степень двухконтур-ности, т 1,05
Степень повышения
давления 5,16
в компрессоре, рк
Степень повышения
давления 2,7
в вентиляторе, рв
5. КОНСТРУКТИВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ ГТД ДЛЯ БПЛА ОДНОРАЗОВОГО ПРИМЕНЕНИЯ
Основной путь снижения стоимости двигателя для БПЛА одноразового применения - максимальное упрощение его конструкции и технологии изготовления. Разработка конструкции и технологии изготовления газотурбинного двигателя одноразового применения основывается на концепции максимальной экономии ресурсов [1,
2].
Например, при создании ТРДД одноразового применения необходимо соблюдать следующие требования:
- использование термодинамического цикла с умеренными параметрами, в частности
рв = 2..3, рК = 4..6, что существенно уменьшает
число ступеней вентилятора и газогенератора, позволяя применить одноступенчатую турбину вентилятора и газогенератора;
- пониженные значения степени двухкон-турности т = 0,5.. 1,5 , что негативно сказывается на топливной экономичности ТРДД, но позволяет значительно сократить проектную массу силовой установки;
-максимальная температура газа на выходе из камеры сгорания определяется из условия отсутствия охлаждения лопаток турбины;
- выбор характеристик узлов и элементов двигателя с учетом массово-экономических показателей эффективности принятых решений;
- минимальный объем механической обработки деталей и узлов, что достигается, прежде всего, упрощением конструкции, т. е. снижением числа мелких деталей, снижением требуемой точности изготовления, уменьшением числа резьбовых соединений и т. п., при этом целесообразно применение литых деталей, в том числе роторов, использование высокопроизводительных техно-
логических процессов - холодной штамповки лопаток и камер сгорания, сварки, формовки и др.;
- упрощение систем двигателя, прежде всего топливной, смазки и управления, установка устройства для запуска двигателя па стартовой платформе, исключение привода агрегатов от двигателя;
- тщательное проектирование производственной оснастки, обеспечивающее снижение до минимума амортизационных расходов.
Потребный уровень степени повышения давления в компрессоре газогенератора позволяет применять различные схемы компрессоров. Воз-можпо применение осевого, центробежного, комбинированного осевого и центробежного или осевого и диагонального компрессоров.
б. ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОМПРЕССОРОВ С ПРИМЕНЕНИЕМ СИМ COMPRESSOR
В НИЛ САПР-Д кафедры авиационных двигателей УГАТУ разработана система моделирования компрессоров авиационных ГТД COMPRESSOR [17]. Разработанная СИМ позволяет проводить проектировочный расчет многоступенчатых осевых компрессоров по среднему диаметру, распределять параметры по высоте пера лопатки в каждой ступени, производить профилирование лопаток рабочего колеса в различных сечениях по высоте пера лопатки. В СИМ COMPRESSOR реализована возможность получения характеристик многоступенчатых осевых компрессоров в широком диапазоне изменения входных условий и частоты вращения ротора. Также в СИМ COMPRESSOR реализована возможность проектировочного расчета центробежных компрессоров.
Методики расчета осевых и центробежных компрессоров, а также расчета характеристик осевых компрессоров, реализованные в СИМ COMPRESSOR представлены в работах [18,19] и в данной статье детально пе рассматривается.
Отличительной особенностью разрабатываемых в НИЛ САПР-Д средств имитационного моделирования является унифицированный подход, который базируется па принципах, описанных в разделе 3. Унифицированный подход к разработке систем имитационного моделирования, реализованный в САМСТО позволяет организовать взаимодействие между системами имитационного моделирования различного уровня и функционального назначения. В рассматриваемом случае результаты проектировочного расчета ТРДД для БПЛА одноразового применения в СИМ DVIGwp являются исходными параметрами для проектировочного расчета центробежного компрессора, а также проектировочного расчета и расчета характеристики осевого компрессора в СИМ COMPRESSOR.
На рис. 8 представлена функциональная взаимосвязь математических моделей различного
уровня, разрабатываемых в НИЛ САПР-Д для моделирования газотурбинных двигателей и его узлов.
Рис. 8. Двухуровневая функциональная модель ГТД
На рис. 9 представлена топологическая схема модели одноступенчатого центробежного компрессора в СИМ COMPRESSOR.
На рис. 10 представлены результаты проектировочного расчета центробежного компрессора в СИМ COMPRESSOR - проточная часть центробежного компрессора, состоящая из рабочего колеса, безлопаточного диффузора и лопаточного диффузора, а также изображен треугольник скоростей на концевом диаметре рабочего колеса. Рассматривается конструктивная схема без вращающегося направляющего аппарата.
V Компрессор(с) Кафедра АД 2009 - [Модель : radialcomp]
-I Файл Правка Расчеты Результаты Отчёт Окно Справка
□ Л 9 X Гуй Я J
Иерархия______________1 Текущий уровень________________
I Начальные условия 1 Входной патрубок ЦБК ] Центробежная ступень ! Общие результаты
Рис. 9. Модель центробежного компрессора в системе моделирования COMPRESSOR [17]
На рис. 11 представлено окно СИМ
COMPRESSOR для расчета характеристики двухступенчатого вентилятора проектируемого ТРДД для БПЛА одноразового применения.
На рис. 12 представлена расчетная характеристика с нанесенной рабочей точкой двухступенчатого вентилятора проектируемого ТРДД для БПЛА одноразового применения.
ВЫВОДЫ
Авторами рассмотрены особенности методики определения оптимального типа, структуры и параметров силовой установки для беспилотного летательного аппарата одноразового применения. Представлены особенности беспилотного летательного аппарата как надсистемы, определяющей выбор силовой установки.
Авторами описаны основные особенности системы имитационного моделирования авиационных T^DVIGwp, разработанной в НИЛ САПР-Д кафедры авиационных двигателей. В
СИМ DVIGwp проведен выбор параметров термодинамического цикла ГТД с точки зрения оптимизации системы «силовая установка - летательный аппарат». В качестве критерия оптимизации выбрана проектировочная масса силовой установки и топлива на борту летательного аппарата.
треугольник скоростей
Рис. 11.Топологическая схема модели двухступенчатого вентилятора для расчета характеристики
Рис.12. Расчетная характеристика вентилятора ТРДД для БПЛА одноразового применения
Представлены основные подходы к проектированию и конструктивные особенности газотурбинных двигателей для беспилотных летательных аппаратов одноразового применения.
Представлены основные особенности системы имитационного моделирования компрессоров авиационных ГТД COMPRESSOR разработанной в НИЛ САПР-Д кафедры авиационных двигате-
лей. Авторами проведен проектировочный расчет центробежного компрессора для газогенератора, а также расчет характеристики двухступенчатого вентилятора рассматриваемого ТРДД для беспилотного летательного аппарата одноразового применения.
Таким образом, в работе представлены оспов-ные возможности разрабатываемых в НИЛ САПР-Д средств имитационного моделирования для исследования авиационных ГТД и его узлов на ранних стадиях проектирования в термогазодинамическом аспекте. СИМ DVIGwp позволяет проводить структурный и параметрический синтез авиационных ГТД различных схем, оптимизацию параметров термодинамического цикла, расчет различных характеристик ГТД (дроссельные, высотно - скоростные, климатические, динамические). сим Compressor позволяет проводить
проектировочный расчет осевых и центробежных компрессоров, распределение параметров по высоте проточной части компрессора, профилирование элементов проточной части, а также расчет характеристик осевых многоступенчатых компрессоров совместно с границей устойчивой работы компрессора.
Литература
1. Попомарев Б.А. Настоящее и будущее авиационных двигателей.- М.: Воепиздат, 1982.- 240с.
2. Wilson F., Lehnhardt D. Propulsion system requirements for expendable low cost turbine engines for missile application.- The 3rd International Symposium on Air Breathing Engines. Munich, Germany, 1976, paper n 39.
3. Сосунов В. А. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок: Учеб. / под общей ред. В. А. Сосунова, В. М. Чепкина. М.: МАИ, 2003. - 688 с.
4. Кулагин В. В. Теория расчет и проектирования авиационных двигателей и энергетических установок: Учебник. Основы теории ГТД. Рабочий процесс и термодинамический анализ. Кн. 1. Совместная работа узлов выполненного двигателя и его характеристики. Кн. 2. - М.: Машиностроение, 2002. - 616 с.
5. Ахмедзянов А. М. Проектирование авиационных газотурбинных двигателей : учебник / А. М. Ахмедзянов [и др.] ; под ред. А. М. Ахмедзянова .— М. : Машиностроение, 2000 .— 454 с.
6. Арьков Ю. Г. Методические указания по выбору основных параметров рабочего процесса авиационных ГТД с применением ЭВМ/ Ю. Г. Арьков, И. А. Кривоше-ев, В. Н. Кружков, Л. Ф. Шайхинурова - Уфа: изд. Уфимского ордена Ленина авиационного института им. Серго
7. Евстафьев Г. А. Беспилотные летательные аппараты: история, применение, угроза распространения и перспективы развития/ М. Г.Павлушенко, Г. А. Евстафьев, И. И. Макаренко - М.: изд. «Права человека», 2005. - 611 с.
8. Ганин С. М. Беспилотные летательные аппараты/ С. М. Ганин, А. В. Карпенко, В. В. Колногоров, Г.Ф. Петров - Санкт-Петербург.: изд. «Невский бастион», 1999. -161 с.
9. Лебедев А. А. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов / А. А. Лебедев, Л. С. Чернобров-кин - М.: Оборонгиз, 1962. - 549 с.
10. Нестеров В. А. Основы проектирования ракет класса «воздух-воздух» и авиационных катапультных установок для них: учебник / В. А. Нестеров, Э. Е. Пейсах, А. Л. Рейдель и др.; под общей ред. В. А. Нестерова - М.: изд-во МАИ, 1999. - 792 с.
11. Остославский И. В. Динамика полета. Траектории летательных аппаратов/ И. В. Остославский, И. В. Стражева - М.: Машиностроение, 1969. - 501 с.
12. Тунаков А. П. САПР газотурбинных двигателей / А. П. Тунаков, И. А. Кривошеев, Д. А. Ахмедзянов - Уфа: УГАТУ, 2005. - 272 с.
13. Ахмедзянов Д. А. Свидетельство об официальной регистрации программы для ЭВМ № 2004610868. Система термогазодинамического моделирования газотурбинных двигателей на переходных режимах работы DVIGwp / Д. А. Ахмедзянов, И. А. Кривощеев, Е. С. Власова. М.: Роспатент, 2004.
14. Ахмедзянов Д. А.Термогазодинамический анализ рабочих процессов ГТД в компьютерной среде DVIGw / Д. А. Ахмедзянов, И. А. Кривошеев [и др.]. Уфа: УГАТУ, 2003. - 162 с.
15. Ахмедзянов Д. А.Термогазодинамическое моделирование авиационных ГТД: учебное пособие / Д. А. Ахмедзянов; Уфимск. гос. авиац. техн. ун-т. - Уфа: УГАТУ, 2008.- 158 с.
16. Григорьев В.А. Выбор параметров и термогазодинамические расчеты авиационных газотурбинных двигателей: учеб. пособие/ В. А. Григорьев и др. - Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм. Ун-та, 2009. - 202 с.
17. Козловская А. Б.Система моделирования ком-
прессоров авиационных ГТД COMPRESSOR / А. Б. Козловская, Д.А. Ахмедзянов, И.А. Кривоше-
ев Свидетельство № 2009612688. Москва: Роспатент, 2009.
18. Ахмедзянов Д. А. Методика расчета и моделирование центробежных компрессоровфорсунки / Д. А. Ах-медзянов, А. Б. Козловская, Н. Б. Проскурина. Уфа: Вестник УГАТУ. Т14. -№3 (38) - 2010. С.62-71.
19. Ахмедзянов Д. А. О применении метода Оль-штейна для расчета характеристик осевых многоступенчатых компрессоров/ Д. А. Ахмедзянов, Ю. М. Ахметов, А. Б. Козловская, А. Е. Михайлов. Уфа: Вестник УГАТУ. Т14. -№3 (38) - 2010. С.16-31.
Уфимский государственный авиационный технический университет
APLICATION OF SIMULATION ON INITIAL STAGES OF DISPOSABLE UNMANNED AERIAL VEHICLES PROPULSION SYSTEM DEVELOPMENT I.A. Krivosheev, D.A. Akhmedzyanov, A.B. Mikhailova, Yu.M. Akhmetov, A.E. Mikhailov
The features of various means of simulation on initial stages of designing a propulsion system for disposable unmanned aerial vehicle (UAV) are discussed. Authors conducted thermogasdynamic workflow modeling of gas turbine engine for UAV using simulation system (SIM) DVIGwp. The optimization of GTE thermodynamic cycle parameters for disposable UAV is under consideration. Structural features of gas turbine engines for disposable UAV are described. Results of gasdynamic modeling of GTE compressors for disposable UAV are presented
Ку words: unmanned aerial vehicle, propulsion system, gas turbine engine, compressor, simulation
