Masowe kryteria wyboru punktu obliczeniowego silnika dwuprzepływowego do napędu samolotu wielozadaniowego

W artykule przedstawiono model masowy oraz model zużycia paliwa zespołu napędowego samolotu wielozadaniowego. Oba modele na potrzeby artykułu powiązano z parametrami termogazodynamicznymi obiegu silnika. Wprowadzono pojęcie wskaźnika jednostkowej masy silnika jako sumy masy silnika i masy paliwa odniesionych do ciągu silnika w tzw. punkcie obliczeniowym. Zbadano jaki wpływ na zmianę wskaźnika masy mają wielkości definiujące punkt obliczeniowy (wysokość lotu, prędkość lotu). Zbadano również jak na przykładzie przyjętego modelu zmienia się wskaźnik masy gdy zmienia się (na etapie projektowania)parametry obiegu silnika jak: spręż sprężarki, temperatura spalin przed turbiną, stopień podziału strumienia. Uwzględniono również wpływ długotrwałości lotu samolotu, na charakterystyki masowego modelu obliczeniowego. Ustalono, że dla tzw. misji długotrwałych minimum wskaźnika masowego znajduje się blisko tzw. sprężu ekonomicznego, a dla misji krótkotrwałych przesuwa się w kierunku sprężu optymalnego. Bardzo ważnym wnioskiem jest stwierdzenie, że najlepsze wartości parametrów termogazodynamicznych obiegu silnika mają mniejsze wartości niż te, które charakteryzują jednostkowe zużycie paliwa, co ma istotne znaczenie dla wyboru parametrów optymalnych silnika. Wskaźnik całkowitej sumarycznej masy jednostkowej silnika jest jednym z kryteriów optymalizacji parametrów obiegu silnika z punktu widzenia wykonywanej misji lotniczej.

The presented model of the masses of the engine, and the fuel consumption model which are the functions of thermodynamic parameters were described in the article. In the paper specific total engine mass index was introduced. This index is equal to total engine-fuel mass divided by thrust in design point. Impact of the choice of the design point (Mach velocity and altitude H) on the total mass index of the engine and the fuel used up was presented for different airplane mission. The next problem is to find those thermodynamics parameters (compression ratio, turbine inlet total temper-ature, bypass ratio) which give minimum of total mass of engine and consumed fuel for different airplane missions. A very important parameter that plays the part in fuel consumption is airplane flight time. For long-lasting mission minimum of specific mass is occurs for compression ratio near his economic value (for specific fuel consumption). For short missions minimum of specific mass occurs for smaller compression ratio (near 20-30), but greater than for those giving maximum specific thrust. A little change in minimum value of specific mass 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. Specific total engine-fuel mass is a very important figure of merit for parameters optimization at the first step of aircraft engines design.