Ocena wpływu parametrów obliczeniowych silnika dwuprzepływowego na energochłonność misji samolotu wielozadaniowego

W artykule przedstawiono jeden ze sposobów oceny jakości doboru parametrów silnika dwuprzepływowego do samolotu wielozadaniowego. Przyjęto, że kryterium oceny wynika z energochłonności lotu. Zdefiniowano kryteria energochłonności zasięgu jako stosunek sumy energii doprowadzonej do samolotu na etapach napędzanych do pokonanej przez samolot w trakcie misji odległości. Drugie kryterium energochłonności jednostkowej rozumie się stosunek energochłonności ruchu do iloczynu masy samolotu i drogi przebytej w trakcie elementarnego odcinka (etapu) lotu. Korzystając z opracowanych modeli zespołu napędowego (dwuprzepływowy, turbinowy silnik odrzutowy z mieszalnikiem strumieni i dopalaczem), samolotu (znane charakterystyki aerodynamiczne i masowe) wyznaczono zakresy ciągu niezbędnego do lotu i rozporządzalnego silnika dla każdego etapu misji: startu, wznoszenia, przelotu poddźwiękowego i naddźwiękowego, zakrętu z różnym współczynnikiem przeciążenia. Na przykładzie trzech wybranych misji samolotu (NNN, WNW, WWW) modele energochłonności misji. Dla przyjętych zakresów zmian parametrów obiegu porównawczego silnika turbinowego zbadano przebieg kryteriów energochłonności. Stwierdzono, że dla przyjętych danych najbardziej energochłonna misja jest misja typu NNN, przy czym wzrost sprężu i stopnia dwuprzepływowości zmniejszają energochłonność misji.

---

In the article there was presented a quality assessment of parameters selection of bypass turbine engine for a multipurpose aircraft. It was assumed that the assessment criterion results from the energy-consumption of a flight. The criteria of energy-consumption range were defined as the relation of sum of energy supplied to the aircraft on the driven stages to the distance during a mission. The second criterion of unitary energy-consumption is defined as the relation of the movement energy-consumption to the product of the aircraft mass and the route during the elementary stage of the flight. With the use of the already worked out models of the power unit (bypass turbine engine with jet mixer and afterburner) of an aircraft (already known mass and aerodynamic characteristics) there were determined the ranges of thrust which are indispensable for a flight and available for the engine at each stage of the mission: take off, climb, subsonic and supersonic flight and turn with different overload factor. On the example of three chosen aircraft missions ( Lo-Lo-Lo, Hi-Lo-Hi and Hi-Hi-Hi ) the models of mission energy-consumption were developed. For the accepted change ranges of the comparative cycle parameters of the turbine engine the run of energy-consumption was tested. It was stated that for the assumed data the most energy-consuming mission is Lo-Lo-Lo, wherefore the increase of the compression and the rate of bypass reduces the energy-consumption of the mission.