Criteria of aircraft engine parameters evaluation for multi-purpose aircraft

• Autorzy: Wygonik P.

Warianty tytułu

PL

Kryteria oceny parametrów silnika turbinowego stanowiącego napęd samolotu wielozadaniowego

• Języki publikacji: PL

Abstrakty

PL

Na etapie wyboru zespołu napędowego do samolotu wielozadaniowego należy rozwiązać problem wzajemnych relacji między wymiarami samolotu i silnika. Wychodząc z równań ruchu samolotu i teorii podobieństwa wyznaczono kryteria i wskaźniki wiążące geometrycznie i energetycznie silnik oraz samolot. Przeprowadzono analizę wpływu warunków lotu samolotu i parametrów obiegu porównawczego silnika na wybrane wymiary geometryczne. W pracy wykazano, że zasadniczym stanem lotu determinującym relacje między parametrami geometrycznymi samolotu i silnika jest start samolotu lub przelot naddźwiękowy na dużej wysokości. Zwykle doboru parametrów obiegu cieplnego silnika turbinowego dokonuje się w oparciu o charakterystyki wewnętrzne silnika- ciąg jednostkowy, jednostkowe zużycie paliwa. W oparciu o model silnika dwuprzepływowewgo, z mieszalnikiem strumieni, dopalaczem oraz model samolotu (przyjęto uproszczone charakterystyki aerodynamiczne i masowe) określono wpływ parametrów obiegu na podstawowe wskaźniki samolotu jak doskonałość aerodynamiczna, zasięg umowny i zasięg teoretyczny. Kolejnym problemem jest określenie parametrów termogazodynamicznych, które pozwalają minimalizować masę silnika i zużytego w trakcie misji samolotu paliwa. W trakcie misji tzw. długich parametr jednostkowej masy względnej silnika gamma Z osiąga minimum dla sprężu całkowitego sprężarki rzędu (20-30), ale większych niż wartości sprężu optymalnego. Niewielka zmiana w wartości minimum gamma Z powoduje znaczną zmianę w wartości sprężu sprężarki. Parametry termogazodynamiczne, które pozwalają minimalizować masę sumaryczną paliwa i silnika są mniejsze niż dla minimum jednostkowego zużycia paliwa i zbliżone do wartości charakterystycznych dla współczesnych silników lotniczych.

EN

At the stage of a power unit selection for a multi-purpose aircraft the problem of mutual relations between the dimension of an aircraft and an engine should be solved. Starting from the motion equation of an aircraft and the theory of similarity the criteria and performance were determined which connect in a geometrical and power way the engine and the aircraft. The analysis of the influence of flight conditions and the parameters of an engine comparative cycle on the geometrical dimensions was conducted. In the paper it was shown that the fundamental flight stage which determines the relations between the geometrical parameters of the aircraft and the engine is the take-off or supersonic flight on the big altitude. Usually the parameters selection of the turbine engine thermal cycle is done on the basis of the internal characteristics of the engine, such as specific thrust and specific fuel usage. In case of the turbofan engine model with the mixer, afterburner, and the aircraft model (with simplified aerodynamic and mass characteristics) the influence of the cycle parameters on the performance and aerodynamic lift/drag ratio, the agreed range and the theoretical range was described. The next problem is to find those thermodynamics parameters (compression ratio, turbine inlet total temperature, bypass ratio) which give minimum of total mass of engine and consumed fuel for different airplane missions gamma Z. For long-lasting mission minimum gamma Z is occurs for compression ratio near his economic value (for specific fuel consumption). For short missions minimum of gamma Z occurs for smaller compression ratio (near 20-30), but greater than for those giving maximum specific thrust. A little change in minimum value of gamma Z gives a big difference in compression ratio. The most important conclusion is that the best thermodynamics parameters from minimum mass criterion are less than for minimum specific fuel consumption.

Słowa kluczowe

PL

samolot wielozadaniowy; silniki turbinowe; integracja samolotu i silnika

EN

multi-purpose aircraft; turbine engines; airframe and engine integration

• Wydawca: Łukasiewicz Research Network - Institute of Aviation ; European Science Society of Powertrain and Transport KONES Poland ; Wydawnictwo Instytutu Technicznego Wojsk Lotniczych
• Czasopismo: Journal of KONES
• Rocznik: 2007
• Tom: Vol. 14, No. 2
• Strony: 571--578
• Opis fizyczny: Bibliogr. 8 poz., rys.

Twórcy

autor

Wygonik P.

• Rzeszow University of Technolgy Al. Powstańców Warszawy 8, 35-959 Rzeszów, Poland tel.: [phone],

Bibliografia

• [1] Dzierżanowski, P. i in., Turbinowe silniki odrzutowe, Seria Napędy Lotnicze, WkiŁ Warszawa 1993.
• [2] Goraj, Z., Dynamika i aerodynamika samolotów manewrowych z elementami obliczeń, Biblioteka Naukowa Instytutu Lotnictwa, Warszawa 2001.
• [3] Guha, A., Optimisation and design of aero gas turbine engines, Aeronautical Journal, vol.105, No. 1049. July 2001.
• [4] Herteman, J.P., Goutines, M., Design principles and methods for military turbojet engines, RTO-MP-*, AC/323(AVT)TP/9 Design Principles and Methods for Aircraft Gas Turbine Engines, February 1999.
• [5] Muszyński, M., Orkisz, M., Modelowanie turbinowych silników odrzutowych, Biblioteka Naukowa Instytutu Lotnictwa, Warszawa 1997.
• [6] Orkisz, M. (red), Podstawy doboru turbinowych silników odrzutowych do płatowca, Biblioteka Naukowa Instytutu Lotnictwa, Warszawa 2002.
• [7] Wygonik, P., Kryteria doboru parametrów silnika turbinowego do samolotu wielozadaniowego, Silniki Spalinowe, 4, (127), 2006.
• [8] Wygonik, P., Masowe kryteria doboru parametrów dwuprzepływowego silnika odrzutowego do samolotu wielozadaniowego, dla wybranych zadań lotniczych, Silniki Spalinowe, SC1, 2007.