PL EN


Preferencje help
Widoczny [Schowaj] Abstrakt
Liczba wyników
Tytuł artykułu

Wpływ obliczeniowych parametrów geometrycznych i termodynamicznych silnika dwuprzepływowego na zasięg samolotu wielozadaniowego

Autorzy
Identyfikatory
Warianty tytułu
EN
Low - bypass turbine engine geometrical and thermodynamics design parameters influence on multitask airplane range operation
Języki publikacji
PL
Abstrakty
PL
Zasięg samolotu stanowi jedno z najważniejszych kryteriów oceny własności osiągowych samolotu. Na potrzeby prezentowanej pracy zbudowano model matematyczny samolotu (wielozadaniowego), oraz napędzającego go silnika (dwuprzepływowy, dwuwirnikowy z mieszalnikiem strumieni). Do analizy zasięgu wybrano tzw. klasyczny model Bregueta oraz zasięg umowny. Modele ten zmodyfikowano do postaci uwzględniającej charakterystyki silnika, przedstawione w postaci bezwymiarowej. Celem badań symulacyjnych było ustalenie wpływu parametrów silnika (geometrycznych i termodynamicznych) na zasięg samolotu, realizowany głównie w warunkach lotu poddźwiękowego i naddźwiękowego ( dodatkowo na różnych wysokościach). Wskazanie, które z tych warunków mogą mieć istotny wpływ na wybór punktu obliczeniowego ( tj. punktu, który determinuje wymiary geometryczne silnika) dla silnika jest trudne, gdyż brak jest jednoznacznego wskazania, które stany lotu stanowią największy udział w całej misji lub misjach. Przyjęto, że parametrem, który w istotny sposób wiąże geometrię silnika z modelem zasięgu jest tzw. bezwymiarowy współczynnik geometrii silnika, będący stosunkiem pola powierzchni na wlocie do silnika odniesionego do powierzchni skrzydła samolotu. Wykazano, że dla różnych parametrów obiegu silnika można wskazać taką wartość bezwymiarowego współczynnika geometrii, który maksymalizuje zasięg samolotu. Uzyskane wyniki pokazują przeciwstawne wymagania odnośnie do geometrii silnika dla lotu poddźwiękowego i naddźwiękowego. Na tej podstawie przedstawiono sposób ustalenia rozwiązania kompromisowego dla spełnienia wymagań stawianych przez samolot wielozadaniowy.
EN
Aircraft range is one of the most important criteria of the assessment of the performance properties of an aircraft. For the needs of the paper the mathematical model of an aircraft (multi-purpose aircraft) and the engine which propels the aircraft was built ( turbofan, tandem motor with jet mixer). For the analysis it was chosen so-called typical Breguet model and the conventional range. The models were modified as they should consider the characteristics of the engine in the non-dimensional form. The aim of the simulation research was to discuss the influence of the engine parameters (geometrical and thermodynamic) on the aircraft range, realized mainly in the conditions of subsonic and supersonic conditions. The decision which of these conditions can have a significant influence on the selection of the calculating point (i.e. the point which determines the geometrical dimensions of the engine) is difficult as there is no clear direction which aircrafts make up the important share in a mission or missions. It was decided that the parameter which connects the engine geometry with the range model is so-called non-dimensional coefficient of engine geometry which is the relation of the area on the inlet to the engine related to the wing area of the aircraft. It was shown that for various parameters of the engine cycle it is possible to show such a value of the non-dimensional coefficient of geometry which maximizes the aircraft range. The results obtained show opposite requirements as for the engine geometry for the subsonic and supersonic flight. On this basis the compromise solution was proposed to fulfill the requirements of the multi-purpose aircraft.
Słowa kluczowe
Czasopismo
Rocznik
Tom
Strony
11421--11430
Opis fizyczny
Bibliogr. 10 poz., rys., pełny tekst na CD3
Twórcy
autor
  • Politechnika Rzeszowska im. Ignacego Łukasiewicza, Wydział Budowy Maszyn i Lotnictwa, 35-959 Rzeszów, al. Powstańców Warszawy 8, piowyg@prz.edu.pl
Bibliografia
  • 1. Goraj Z.; Dynamika i aerodynamika samolotów manewrowych z elementami obliczeń. Biblioteka Naukowa Instytutu Lotnictwa, Warszawa 2001.
  • 2. Jakubowski R.; Analysis of thermodynamic cycle influence of turbofan mixer engine on its performance, Journal of KONES Powertrain and Transport, Vol. 16, No. 4, str. 171-178, 2009
  • 3. Jakubowski R.; Comparison of internal processes effectiveness change influence the turbofan with and without mixer model sensitivity, Journal of KONES Powertrain and Transport, Vol. 15, No. 3, str. 201-207, 2008
  • 4. Live K.H., Urip E.,Yang S.L., Mattingly J.D., Marek C.J.; Performance cycle analysis of two-spool separate exhaust turbofan with interstage turbine burner, NASA/TM-2005-213660, June 2005
  • 5. Mattingly J.; Aircraft engines design. AIAA Education Series, Washington DC, 1997
  • 6. Orkisz M. (red): Podstawy doboru turbinowych silników odrzutowych do płatowca. Biblioteka Naukowa Instytutu Lotnictwa, Warszawa 2002.
  • 7. Stricker J.M.; The gas turbine engine conceptual design process – an integrated approach. RTO-MP, AC/323(AVT)TP/9 Design Principles and Methods for Aircraft Gas Turbine Engines, February 1999.
  • 8. Wygonik, P.; Kryteria doboru parametrów silnika turbinowego do samolotu wielozadaniowego. Silniki Spalinowe, 4/2006.
  • 9. Wygonik, P.; The influence of Multi-role aircraft mission type on the low bypass engine performance parameters, Journal of Kones, Powertrain and Transport, Vol. 20 No. 3, p.435-442, Warszaw 2013.
  • 10. Wygonik, P.; Engine and multitask airplane integration criteria of engine parameters selection, An International Journal, Aircraft Engineering and Aerospace Industry, Vol.85, No 6, 2013, p.460-466.
Typ dokumentu
Bibliografia
Identyfikator YADDA
bwmeta1.element.baztech-8b40f128-0fc7-4ce1-a248-7061ebfd787f
JavaScript jest wyłączony w Twojej przeglądarce internetowej. Włącz go, a następnie odśwież stronę, aby móc w pełni z niej korzystać.