Методика выбора значений параметров рабочего процесса малоразмерных ГТД со свободной турбиной в системе вертолета на этапе начального проектирования тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.05, кандидат наук Загребельный Артем Олегович

• Загребельный Артем Олегович
• кандидат наук
• 2020

Оглавление диссертации кандидат наук Загребельный Артем Олегович

ВВЕДЕНИЕ

1 АНАЛИТИЧЕСКИЙ ОБЗОР РАБОТ, ПОСВЯЩЕННЫХ ОТПИМИЗАЦИИ И ВЫБОРУ ЗНАЧЕНИЙ ПАРАМЕТРОВ НА ЭТАПЕ НАЧАЛЬНОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ ВЕРТОЛЁТНЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

1.1 Задачи начального проектирования авиационных ГТД

1.2 Системы автоматизированного проектирования газотурбинных двигателей

на этапе начального проектирования

1.3. Задачи исследования

2 ОПТИМИЗАЦИЯ И ВЫБОР ЗНАЧЕНИЙ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА МАЛОРАЗМЕРНОГО ГТД СО СВОБОДНОЙ ТУРБИНОЙ В СИСТЕМЕ ВЕРТОЛЁТА

2.1 Круг основных проблем, которые обычно требуется исследовать и решить при технико-экономическом обосновании выбора значений параметров авиационного ГТД

2.2 Критерии эффективности вертолётных ГТД в системе вертолёта на этапе начального проектирования

2.3 Обоснование выбора расчётного режима двигателя, согласованного с проектными параметрами вертолёта

2.4 Обоснование выбора оптимальных значений параметров ГТД в условиях неопределённости исходных данных, наличия проектных ограничений, а также предпосылок и допущений расчётов

3. МОДЕЛИРОВАНИЕ ПОЛЁТА ВЕРТОЛЁТА НА ЭТАПЕ НАЧАЛЬНОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ ГТД СО СВОБОДНОЙ ТУРБИНОЙ

3.1 Математическая модель рабочего процесса малоразмерного ГТД СТ. Учёт малоразмерности и заданной предельной температуры деталей турбины

3.2 Математическая модель вертолёта для параметрических исследований МГТД (модель аэродинамического расчёта вертолёта)

3.3 Модель предварительной оценки массы вертолёта

3.4 Математическая модель массы ГТД СТ (с редуктором и без редуктора)

3.5 Алгоритм метода выбора значений параметров ГТД СТ в системе одновинтового вертолёта

3.6 Моделирование полёта вертолёта по заданной траектории

3.7 Алгоритм нахождения областей рациональных значений параметров, зон компромиссных решений

3.8 Учёт влияния неопределённости исходных проектных данных при выборе значений параметров рабочего процесса ГТД СТ

4. ИССЛЕДОВАНИЕ ОСНОВНЫХ ЗАКОНОМЕРНОСТЕЙ ВЛИЯЮЩИХ НА ВЫБОР РАЦИОНАЛЬНЫХ ЗНАЧЕНИЙ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА МАЛОРАЗМЕРНОГО ГТД СТ

4.1 Влияние модели массы двигателя на области рациональных значений параметров рабочего процесса ГТД СТ

4.2 Оценка влияния особенностей проекта МГТД на области рациональных параметров его рабочего процесса

4.2.1 Влияние малоразмерности ГТД СТ на получаемые области рациональных параметров рабочего процесса

4.2.2 Влияние различных систем охлаждения на рациональные значения параметров рабочего процесса малоразмерного ГТД СТ

4.3 Влияние неопределённости исходных данных на области рациональных значений параметров двигателя

4.4 Влияние типа схемы ГТД для различных вертолётов на области рациональных значений параметров ГТД СТ

4.5 Влияние критериев эффективности на выбор параметров рабочего процесса малоразмерного ГТД СТ

5. ОЦЕНКА ДОСТОВЕРНОСТИ РАЗРАБОТАННОЙ МЕТОДИКИ ВЫБОРА

ЗНАЧЕНИЙ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА МГТД СТ

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

ОСНОВНЫЕ УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ

ПРИЛОЖЕНИЕ

ВВЕДЕНИЕ

Актуальность темы исследования. России с её значительными и зачастую труднодоступными территориями для решения, как военных, так и гражданских задач важно иметь эффективные вертолёты [1, 2]. Производители современных вертолётов для наибольшей экономической выгоды, стремятся создать многоцелевые летательные аппараты, выполняющие различные целевые задачи, со своими характерными полётными условиями. В такой ситуации крайне важно обладать эффективной силовой установкой (СУ), обеспечивающей заданные лётно-технические характеристики воздушному судну. Основой СУ лёгких вертолётов, взлётная масса которых 1500 - 4500 кг, являются малоразмерные газотурбинные двигатели со свободной турбиной (ГТД СТ). Поэтому для дальнейшего развития экономики, решения государственных задач по развитию национальной транспортной сети, а также выхода на мировой рынок в качестве поставщика конкурентоспособных авиационных двигателей как гражданского, так и военного назначения, принято постановление Правительства РФ от 15 апреля 2014 г. № 303 «Развитие авиационной промышленности на 2013 - 2025 годы» [3]. Целью подпрограммы «Авиационное двигателестроение» является формирование отечественной конкурентоспособной двигателестроительной отрасли на мировом рынке. Результатом реализации программы ожидается разработка и запуск в серийное производство двигателей нового поколения для использования на отечественных и иностранных воздушных судах.

Для развития авиационных газотурбинных двигателей достигших высокой степени совершенства за почти девяноста летнюю практику применения [4], дальнейшее повышение их эффективности требует существенных затрат. Особое место в обеспечении эффективности вертолётных газотурбинных двигателей на этапе начального проектирования, занимает совершенствование рабочего процесса и конструкции двигателя. В свою очередь, это предполагает решение задач по основным направлениям развития ГТД: выбор оптимальной схемы двигателя и параметров его рабочего процесса, применение новых материалов и

технологий, эффективных методов охлаждения элементов горячей части двигателя, обеспечивающих надежную работу всех элементов [5]. Поскольку влияние параметров двигателя проявляется в конечном итоге в технико-экономических показателях летательного аппарата (ЛА), то процесс обоснования выбора рациональных параметров и принимаемых технических решений для СУ должен исходить из оценки эффективности системы вертолёт - двигатель [6].

В основном работы, посвященные выбору значений параметров рабочего процесса, рассматривают совершенствование ГТД в системе самолёта. Работ посвящённых другому типу ЛА - вертолётам и совершенствованию вертолётных ГТД - считанные единицы. Отличительной особенностью этих работ является рассмотрение двигателя в системе ЛА без учёта влияния аэродинамических характеристик вертолёта при однорежимной работе двигателя, а также использование, с позиций сегодняшнего дня, не актуальных параметрических моделей массы, которые определяют протекание зависимостей целевых функций, на основании которых судят об эффективности вертолёта.

Поэтому разработка методики и соответствующих средств оптимизации и выбора рациональных значений параметров рабочего процесса ГТД, наилучшим образом согласованных с многоцелевым назначением вертолёта и заданным многообразием профилей полёта, учитывающая неопределённость исходной проектной информации, характерной этапу начального проектирования, позволит повысить эффективность малоразмерных ГТД СТ [7].

Актуальность данной задачи определяется ещё и тем, что на начальном этапе проектирования нового ГТД необходимо принимать такие решения, результат которых будет конкурентоспособен на момент запуска двигателя в серийное производство, а именно через 8-10 лет [8]. Учитывая вышеизложенное, разрабатываемая методика должна также обеспечивать сокращение времени создания, что в свою очередь приведёт к сокращению материальных затрат.

Степень разработанности темы. Значительный вклад в создание вертолётных двигателей внесли коллективы АО «ОДК-Климов», ГП «ЗМКБ «Прогресс» имени академика А.Г. Ивченко, АО «ОМКБ», АО «ОДК-

Авиадвигатель», ПАО «ОДК-Сатурн», ЦИАМ. Необходимо отметить вклад в этот процесс видных специалистов и учёных Бехли Ю.Г., Глущенкова В.А., Григорьева А.В., Климова В.Я., Масленникова М.М., Муравченко Ф.М., Новикова А.С., Изотова С.П., Саркисова А.А., Соловьева П.В., Флорова И.Ф., Шальмана Ю.И., Шкадова Л.М. Весьма заметно участие в развитии основ проектирования авиационных ГТД учёных вузов страны. Среди которых необходимо упомянуть Ахмедзянова А.М., Горюнова И.М., Григорьева В.А., Маслова В.Г., Кузьмичева B.C., Румянцева С.В., Тунакова А.П. и других.

Большинство работ по исследованию выбора значений параметров рабочего процесса ориентируются на рассмотрение теоретических вопросов рабочего процесса в отрыве от ЛА, и чаще всего рассматриваются двигатели прямой реакции. В немногочисленных работах Масленникова М.М., Бехли Ю.Г., Шальмана Ю.И. посвящённых вертолётным газотурбинным двигателям, рассмотрение ГТД СТ в системе вертолёта ведётся без учёта влияния аэродинамических характеристик вертолёта при однорежимной работе двигателя. В работах Григорьева В.А., Иванова А.Б. рассматриваются упрощённые полётные циклы, с использованием моделей массы двигателей, которые основаны на устаревших статистических данных. Данные особенности заметно снижают достоверность результатов проектирования.

Особую проблему представляет малоразмерность подавляющего большинства вертолётных ГТД [9]. Характеристики таких малоразмерных ГТД (МГТД) существенно зависят от их размера, поэтому этим нельзя пренебречь при выборе значений параметров рабочего процесса. На вертолётах применяются ГТД с удельным расходом топлива на 20.. .25% и удельной массой до 55% хуже, чем у лучших образцов полноразмерных ГТД, при том, что используемые у них значения степени повышения давления лк на 8.10 единиц, Тг max на 100.200 K ниже. Выбор таких пониженных значений параметров рабочего процесса объясняется усилением влияния факторов малоразмерности, что приводит к снижению КПД лопаточных машин, и как следствие, к ухудшению основных показателей эффективности. При этом повышение уровня температуры газа перед

турбиной сопровождается увеличением отбора воздуха на охлаждение, что также негативно сказывается на КПД турбины и следовательно на эффективности ГТД.

Непрерывное совершенствование эксплуатационных характеристик газотурбинных двигателей (экономичности, массы, ресурса, надёжности, уровней шума и эмиссии и пр.) осуществляется путём повышения значений параметров рабочего процесса, применения прогрессивных конструкторско-технологических решений и новых материалов. Повышающаяся сложность задач, возникающих при создании вертолётного ГТД, приводит к увеличению сроков и стоимости проектирования.

Существующие методики для начального этапа проектирования малоразмерных вертолётных ГТД, позволяющие учитывать особенности присущие данному этапу, на сегодняшний день, реализованы в виде автоматизированных систем, с разной степенью детализации [10...12]. Помимо программ, разработанных в конструкторских бюро двигателестроительных предприятий можно выделить системы: EngineSim, GasTurb, GSP, Uni_TTF, WebEngine, DVIGwT, программный комплекс ЦИАМ, ГРАД, АСТРА и др.

Развитие методов и средств нахождения рациональных значений параметров рабочего процесса вертолётных двигателей повышает достоверность принимаемых решений, сокращает ресурсные и временные затраты создания ГТД, позволяет исследовать влияние различных факторов на рассматриваемые показатели ЛА, таким образом улучшает эффективность малоразмерных ГТД со свободной турбиной. В связи с этим важным является реализация и развитие методики выбора рациональных значений параметров рабочего процесса МГТД и соответствующих средств начального проектирования двигателя в системе вертолёта.

Целью работы является повышение эффективности малоразмерных ГТД со свободной турбиной в системе вертолёта на основе разработанной методики выбора рациональных значений параметров рабочего процесса малоразмерных ГТД СТ.

Задачи исследования.

1. Разработка методики выбора рациональных значений параметров рабочего процесса малоразмерного ГТД СТ с учётом неопределённости исходной проектной информации на этапе начального проектирования.

2. Обоснование критериев оценки эффективности малоразмерных ГТД в системе вертолёта.

3. Разработка автоматизированной подсистемы поиска областей рациональных значений параметров рабочего процесса малоразмерных вертолётных ГТД.

4. Выработка рекомендаций по выбору рациональных значений параметров рабочего процесса малоразмерных ГТД со свободной турбиной, обеспечивающих повышение эффективности одновинтовых вертолётов.

5. Подтверждение достоверности разработанной методики путём сопоставления полученных с её помощью результатов, с основными техническими данными созданных вертолётных ГТД.

Научную новизну диссертационной работы составляют:

• разработанная методика поиска областей компромиссных решений, отличающаяся от предыдущих более детальным моделированием полётного цикла вертолёта;

• разработанная новая актуализированная параметрическая модель расчёта массы ГТД со свободной турбиной, которая обеспечила снижение среднеквадратичного отклонения модели с 13,1 % до 7,9 %;

• созданные автоматизированные модули САЕ-системы АСТРА, обеспечивающие получение более точных оптимальных значений параметров рабочего процесса малоразмерных ГТД СТ, и разработанный модуль автоматизированного построения области компромиссных решений в среде Ansys Workbench;

• полученные результаты исследований влияния взлётной массы вертолёта, массы коммерческой нагрузки, дальности и других факторов на оптимальные значения и области наивыгоднейших значений параметров рабочего процесса ГТД СТ.

Объектом исследования является начальное проектирование малоразмерных ГТД со свободной турбиной.

Предметом исследования является выбор рациональных значений параметров рабочего процесса малоразмерных ГТД СТ.

Теоретическая значимость работы заключается в совершенствовании методики выбора рациональных значений параметров рабочего процесса ГТД в системе вертолёта на основе критериев эффективности ЛА, получаемых в результате более детального моделирования всех характерных участков полётного цикла вертолёта.

Практическая значимость заключается в разработанной САЕ-системе начального проектирования вертолётных ГТД СТ, позволяющей находить рациональные значения параметров на основе критериев эффективности ЛА, что обеспечивает повышение эффективности.

Разработанная методика и соответствующие модули САЕ-системы проектирования, а также новые результаты позволяют целенаправленно оптимизировать значения параметров рабочего процесса проектируемого ГТД СТ и сократить сроки его проектирования, повысить эффективность МГТД в системе одновинтового вертолёта.

Результаты диссертационного исследования внедрены в учебный процесс кафедры теории двигателей летательных аппаратов «Самарского национального исследовательского университета имени академика С.П. Королева», разработанные методика и соответствующие математические модели нашли применение на ПАО «ОДК-Сатурн».

Методы исследования. Для решения поставленных задач использованы методы системного и технико-экономического анализа, методы теории авиационных ГТД, математического моделирования, вычислительной математики, методы автоматизированного проектирования, методы теории планирования и постановки вычислительного эксперимента, методы статистического анализа результатов эксперимента, методы векторной оптимизации.

На защиту выносятся положения, составляющие научную новизну работы.

Достоверность полученных результатов обеспечивается сопоставлением полученных в работе результатов с параметрами созданных вертолётных ГТД, адекватностью разработанных математических моделей массы и рабочего процесса малоразмерного ГТД СТ, применённых математических моделей вертолёта, а также удовлетворительной сходимостью результатов согласования параметров двигателя и вертолёта с фактическими данными по ГТД и вертолёту Ансат.

Апробация результатов полученных в диссертационной работе, осуществлялась в ходе стажировки в «Центральном институте авиационного моторостроения имени П.И. Баранова» (ЦИАМ) в 2014 г., а также в рамках научных конференций: Всероссийская научно-техническая конференция «Проблемы и перспективы развития авиации и авиастроения России» (г. Уфа, 2013 г.); Международных научно-технических конференциях «Проблемы и перспективы развития двигателестроения» (г. Самара в 2014 г., 2016 г., 2018 г.); ASME Turbo Expo 2019: Turbomachinery Technical Conference and Exposition (Phoenix, Arizona USA, 2019 г.). Кроме того, результаты диссертационного исследования были представлены на научно-техническом совещании ПАО «ОДК-Сатурн» в 2019 г.

Публикации. По теме диссертационной работы опубликовано 23 научных статьи, из них семь статей в журналах, рекомендованных ВАК Минобрнауки России, четыре - в журналах, индексируемых в базах данных Scopus.

Структура и объем диссертации: Работа состоит из введения, 5 глав, заключения, списка использованных источников и приложения. Общий объём работы составляет 158 страниц, которые содержат 82 рисунка, 13 таблиц.

1 АНАЛИТИЧЕСКИЙ ОБЗОР РАБОТ, ПОСВЯЩЕННЫХ ОТПИМИЗАЦИИ И

ВЫБОРУ ЗНАЧЕНИЙ ПАРАМЕТРОВ НА ЭТАПЕ НАЧАЛЬНОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ ВЕРТОЛЁТНЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

1.1 Задачи начального проектирования авиационных ГТД

Разработка газотурбинной СУ для современных вертолётов является сложным и трудоёмким процессом, требующим решения множества проблем газово- и аэродинамики, прочности, механики, конструкционных материалов, химии и физики. Очевидно, что резервы повышения эффективности имеются на всех стадиях и этапах жизненного цикла вертолётного ГТД. Однако важнейшей стадией принято считать начальное (предварительное) проектирование. Именно на этой стадии принимаются наиболее важные проектные решения, определяющие в будущем 60...80 % суммарных затрат ресурсов, в то время как затраты на выполнение работ на этой стадии не превышают 6.10 % суммарных затрат за весь жизненный цикл [6]. Ввиду этого, для снижения стоимости эксплуатации, необходимо увеличивать объёмы затрачиваемых средств на проведение различных исследований на старте разработки проекта, обеспечивающих его совершенствование, которое в дальнейшем выразится в годовой экономии в десятках процентов. Это подчеркивает значимость решений на этапе начального проектирования и его особую роль в повышении эффективности создаваемых ГТД.

Процесс разработки (проектирование и доводки) двигателя, начиная с зарождения идеи, серийное производство и период использования вплоть до снятия с эксплуатации составляют этапы жизненного цикла (рисунок 1.1). Процесс проектирования двигателя как технического объекта регламентируется стандартами и обычно укладывается в схему представленную на рисунке 1.2 [13].

Начальное (предварительное) проектирование, как было показано ранее, является важным этапом разработки. Эта формулировка объединяет в себе

совокупность научно-исследовательских проектирование [14, 15] (рисунок 1.3).

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Методика выбора значений параметров рабочего процесса малоразмерных ГТД со свободной турбиной в системе вертолета на этапе начального проектирования»

работ

и

предварительное

Рис. 1.1 - Схема жизненного цикла газотурбинного двигателя [16]

Рис. 1.2 - Схема разработки проекта

Рис. 1.3 - Этапы проектирования

В соответствии с существующим в нашей стране порядком создания авиационных газотурбинных двигателей проектная работа проводится на нескольких этапах - техническое предложение (ТП), аванпроект, эскизный проект, рабочее проектирование, изготовление и доводка опытных образцов и государственные испытания или сертификация.

Основными целями разработки ГТД на этапе ТП являются [6]:

• формирование технического облика двигателя;

• обоснование технико-экономической эффективности;

• подтверждение имеющимися расчётными и экспериментальными материалами научно-технического задела возможности создания двигателя нового поколения.

На этапе начального проектирования, рассматривают большое количество вариантов проектных решений и выявляют область рациональных сочетаний значений параметров рабочего процесса ГТД, обеспечивающих согласование параметров вертолёта и СУ. В этом процессе принципиально возможна реализация двух проектных стратегий:

• двигатель проектируется, т.е. определяется его техническая концепция и

основные (обликовые) параметры под выполнение требований технического

задания (ТЗ), которое формируется разработчиками ЛА;

• двигатель проектируется для предполагаемого ЛА (его прототипа и т.п.).

Описанный выше традиционный подход к созданию ГТД в нашей стране

относится к первой стратегии. Особенностью начального проектирования ГТД по 2-й стратегии является то, что техническое задание на двигатель ещё не сформировано. В этом случае рациональным является одновременное решение задачи «внешнего» и «внутреннего» проектирования двигателя. После определения целей проектирования, формулируется задача проектирования, как синтеза системы ЛА с заданными качествами. С учётом новых идей и новых функциональных возможностей формируется концепция СУ, согласуются её характеристики с характеристиками такого ЛА [14].

Учитывая, что сроки создания двигателя больше срока создания

соответствующего ЛА на 3.5 лет, вторая стратегия является более реалистичной, в виду того что обеспечивается общий финиш создания ЛА и ГТД. При этом начальный этап проектирования нового ГТД предполагает принятие таких решений, результат которых будет конкурентоспособен на момент запуска серийного производства, а это, как правило, происходит через 8-10 лет.

При формировании облика рабочего процесса ГТД важнейшую роль играет анализ его эффективности. Здесь сложились два основных подхода [15]. Первый, традиционный подход, когда двигатель рассматривается в качестве тепловой машины и движителя и его эффективность оценивается удельными параметрами

(Суд, Се, Руд, Ые уд, Где и т.п.).

Второй подход, системный, рассматривает ГТД в системе ЛА, показателями эффективности двигателя в этом случае, являются критерии оценки вертолёта. Цель данного метода заключается в повышении эффективности проекта, которая выражается в снижении взлетной массы ЛА (для М^сош^ или увеличении массы коммерческой нагрузки, (для М0=сош1:), уменьшении стоимости жизненного цикла, повышении его производительности или отдачи по коммерческой нагрузке и т.д..

Проведение качественных исследований и соответствующего анализа для определения влияния показателей СУ на эффективность системы ЛА - ГТД, за приемлемые сроки стало возможно благодаря стремительному развитию в последние годы компьютерной техники. Для реализации данного метода необходимы математические модели позволяющие согласовывать значения параметров рабочего процесса ГТД с основными техническими данными ЛА, по требуемым критериям эффективности.

Характерной особенностью исследований оптимальных параметров ГТД, в которых в качестве критериев используют удельные параметры двигателя, является то, что каждый режим двигателя может рассматриваться как расчетный. Такое допущение позволяет определить оптимальные параметры двигателя лишь для одного режима его работы, в то время как многорежимный характер эксплуатации двигателя может существенно сказаться не только на значении

целевой функции, но и на самих величинах оптимальных параметров.

С момента появления теории воздушного реактивного двигателя, перед проектировщиками стоит задача создания ГТД с максимальной эффективностью. Одним из ключевых вопросов, на начальном этапе проектирования, является выбор наивыгоднейших значений параметров рабочего процесса. Как было описано выше, традиционно ГТД проектировался под требуемые технические характеристики, заданные в техническом задании. В известных трудах Стечкина Б.С. [17], Холщевникова К.В. [18], Шляхтенко С.М. [15], Нечаева Ю.Н., Федорова P.M. [19.21], а также других исследователей были рассмотрены особенности рабочего процесса авиационных ГТД, влияние параметров термодинамического цикла на их основные технические данные, сформулированы теоретические основы определения оптимальных параметров для термодинамического цикла ГТД различных схем на основе рассмотрения двигателя как изолированного объекта. При этом под оптимальностью ГТД подразумевалась степень близости параметров цикла ГТД к их теоретическим оптимумам по удельному расходу топлива (Суд). Так, например, в работе Пархомова А.Л. [22], а также в работах Клячкина А.Л., Холщевникова К.В., Сосунова В.А. и др. исследователей [23.26] рассмотрены основные особенности оптимизации параметров ВРД различных типов по топливной экономичности

(Суд min, Л0 max).

Рассматривая выше приведённые работы следует отметить, что они в основном глубоко рассматривают теоретические вопросы рабочего процесса, чаще всего двигатели прямой реакции. При этом наряду с общим анализом термодинамических циклов таких двигателей, уделяется значительное внимание эксплуатационным характеристикам, которые предполагают собой зависимости выходных параметров от внешних условий и режима работы двигателя.

Даже в последних работах по теории авиационных двигателей [26, 27, 28] вертолётные ГТД рассматриваются именно в плане термодинамического цикла и эксплуатационных характеристик, т.е. в отрыве от ЛА, а следовательно от системного рассмотрения двигателя. Рабочий процесс вертолётных ГТД даётся

чаще всего в виде небольших по объёму разделов, посвящённых особенностям (отличиям) этих двигателей от ТРД, ТРДД.

Однако, как показывает анализ, параметры рабочего процесса авиационных ГТД всегда выбирались меньшими, чем те, которые обеспечивают минимум Суд. Это противоречие только кажущееся. Выбору значений параметров рабочего процесса, соответствующих Суд min препятствует существенное возрастание массы и габаритов СУ, ухудшающие технико-технические показатели ЛА.

В работе Масленникова М.М. [29], посвященной проектированию вертолётных авиационных двигателей, рассмотрены особенности их термодинамического расчёта и условия согласования характеристик двигателя и несущего винта, показаны конфликт двух противоположностей, а именно рассмотрено влияние удельных параметров двигателя на основные показатели

вертолёта. Исследование зависимостей удельного расхода топлива Се и удельной

*

мощности Ыуд от степени повышения давления в компрессоре лк и температуры газа перед турбиной Тг, раскрыло необходимость учёта фактора малоразмерности.

С развитием методов согласования характеристик двигателей и JIA на основе логики создания проекта распространение получил подход, при котором оценка эффективности двигателя осуществляется в системе JIA. При таком подходе двигатель рассматривается как элемент системы JIA, и проектирование происходит с учётом их взаимовлияния. В работах Флорова И.Ф., Югова O.K., Селиванова О.Д., Румянцева С.В. [30.32], изложены разработанные принципы интеграции самолета и двигателя, методы оптимизации и выбора параметров двигателя в системе самолёта. В работах авторов Маслова В.Г., Кузьмичева B.C., Григорьева В.А. и др. [6, 25, 33, 34] комплексно рассматриваются вопросы оптимизации параметров авиационных ГТД на основе критериев оценки их эффективности в системе летательного аппарате, устойчивости оптимальных решений в условиях неопределённости исходной проектной информации. В этих работах должное место отводится проблеме выбора значений параметров вертолётных ГТД. Однако полёт вертолёта моделируется по упрощенным

траекториям, без рассмотрения предельных режимов с использованием моделей массы двигателей, которые основаны на устаревших статистических данных.

В работе [6] авторы комплексно рассмотрели большинство аспектов связанных с вертолётными ГТД, включая вопросы оптимизации и выбора значений параметров рабочего процесса. При этом согласование параметров двигателя и вертолёта было рассмотрено с учётом моделирования полёта по траектории. Однако работа вышла в 2007 г., используемая в ней параметрическая модель массы ГТД была основана на статистических данных до 1985 г., т.е. во многом эта модель значительно устарела. С позиций сегодняшнего дня, исходные предпосылки для определения интегральных аэродинамических характеристик вертолёта следует признать упрощёнными.

Тем не менее, описанная в работе САПР МГТД, базирующаяся в том числе и на этих предпосылках продолжительное время использовалась в ЦИАМ, РКБМ, ОМКБ и др. предприятиях. Развитие этого направления связано с внедрением в процесс проектирования современных математических методов и созданием на этой основе новых поколений САПР ГТД.

Этап начального проектирования представляет собой формирование концепции будущего ГТД в условиях, когда ТЗ на двигатель ещё не сформировано, а значит область назначения, технические требования, характеристики и т.д. синтезируются практически разработчиками двигателя. Недостаточность исходной информации, безусловно, обусловливает итеративный характер проектирования, накопленного опыта и создаваемого научно-технического задела для обоснования результатов проектирования [35]. В этом случае рациональным считается одновременное решение задачи «внешнего» и «внутреннего» проектирования (рис. 1.4).

Исходя из концепции проектирования вертолётный газотурбинный двигатель, как объект разработки представляет собой подсистему, входящую в состав сложной системы более высокого уровня - летательного аппарата. Оптимальность выбираемых значений параметров такого ГТД связана с получаемой при этом эффективностью ЛА.

проектирование гтдст

завязка ii согласование отд гтд ii ла эск113ное проект11рован1 ее

рабочее проектирование

проектирование г-------------'

.доводка ii производство |

[эксплуатация ]

Рис. 1.4 - Этапы реализации мероприятий по повышению эффективности ГТД СТ и ЛА

В работах Ахмедзянова А.М., Бадягина А.А., Васильева Г.В., Максимова А.А., Югова О.К. [31, 36] в качестве критерия эффективности авиационного ГТД используются такие критерии ЛА, как себестоимость перевозок, дальность полёта, взлётная масса ЛА, полётные затраты топлива и т.п. При формировании облика рабочего процесса малоразмерного ГТД (МГТД) существенную роль играет установление взаимосвязей параметров рабочего процесса двигателя, его удельных параметров и выходных характеристик. Современные исследования позволили установить такие связи для более чем трёх десятков различных критериев, характеризующих разные стороны эффективности МГТД в системе ЛА. В качестве критериев для оценки эффективности ГТД в системе вертолёта могут служить: массовые критерии - взлётная масса ЛА М0; масса коммерческой нагрузки М^; масса силовой установки и топлива МСУ+т; теоретическая дальность полёта ЛА Ьи, приведенная производительность ЛА П, транспортная эффективность П эф, полётные затраты топлива ЛА Сткм.

Для рассмотренных критериев эффективности характерно, что они могут быть применимы для параметрических исследований ГТД, предназначенных для любых типов ЛА. Вертолётам, кроме обычного пассажирского и транспортного назначения, характерны еще геологоразведочные, патрульные, поисково-спасательные, медицинские, сельскохозяйственные, строительные работы (крановые), учебные, полицейские, противопожарные и множество других, в том числе, специальных операций.

Проводя предварительные параметрические исследования ГТД необходимо определить такое сочетание параметров рабочего процесса силовой установки, которое обеспечивало бы эффективность проектируемого вертолёта, близкую к максимальной. Современные вертолёты, как правило, многоцелевые, соответственно их эффективность необходимо оценивать одновременно несколькими критериями (лётными, техническими, экономическими, эксплуатационными и т.п.). Каждому из критериев соответствуют свои оптимальные значения параметров двигателя [6].

Анализ проектных процедур показывает, что при выборе значений проектных параметров авиационных ГТД разработчик сталкивается с несколькими видами неопределённостей:

• неопределённость, связанная с существованием неучтённых факторов;

• недостаточная определённость значений многих исходных проектных данных, при которой для части из них нельзя однозначно указать не только точных численных значений, но и законов распределения;

• многокритериальность оценки эффективности ЛА и многорежимность его эксплуатации.

Этапу начального проектирования характерна максимальная неопределённость исходных данных, которая раскрывается по мере продвижения проекта. Существенная неопределённость исходных данных, характерная для начального проектирования, обуславливает итеративный характер проектирования и обязательное использование, как накопленного опыта, так и новых закономерностей и новых научных знаний которые являются частью создаваемого научно-технического задела для обоснования результатов проектирования [14].

Современная методология создания авиационных ГТД ориентирована на решение множества проектных задач методами оптимизации, что фактически обеспечивает системе самого высокого уровня, возможность получать конкурентоспособные показатели. Такое проектирование - сложный

многоэтапный процесс, осуществляемый, в основном, методами компьютерного моделирования.

Существующие методики для начального этапа проектирования малоразмерных вертолётных ГТД, позволяющие учитывать особенности присущие данному этапу, на сегодняшний день, реализованы в виде автоматизированных систем, разной степени детализации.

В связи с этим важной задачей является реализация и развитие методов и средств начального проектирования, которые бы обеспечивали повышение эффективности малоразмерных ГТД СТ в системе ЛА.

1.2 Системы автоматизированного проектирования газотурбинных двигателей на

этапе начального проектирования

Каждое последующее поколение ГТД отличается повышающейся сложностью, которая приводит к росту стоимости и сроков проектирования. Одним из важнейших показателей определяющих конкурентные преимущества на мировом рынке авиационных двигателей является цена изделия. В стремлении обеспечить конкурентное преимущество авиационным ГТД по одному из его важнейших показателей - цене, разработчики вынуждены сокращать затраты на этапы его разработки и сертификации. С этой целью в основу семейства авиадвигателей различного назначения закладывается базовый газогенератор, а у двигателя - «запас на развитие», обоснование которого производится исходя из накопленного научно-технического задела (НТЗ) [6]. Что определяет важность опережающего проектирования, которое является основой современной методологии создания ГТД. Сократить сроки и соответственно затраты создания авиационного двигателя, вместе с тем повысить качество проектирования возможно только на основе автоматизации. В новой методологии чрезвычайно возрастает роль математического, компьютерного моделирования, интеграции систем проектирования.

Реализация проекта проходит множество этапов и является итерационным процессом. Каждый следующий этап проектирования раскрывает новую неопределённость, в связи с этим математические модели, описывающие изменение газодинамических параметров двигателя, теплового состояния, напряжений и деформаций в деталях и узлах его конструкции и т.д., приобретают дополнительную сложность. В любой момент времени, для уточнения, проверки или подтверждения результатов полученных на текущем этапе проектирования, возможен возврат к предыдущим этапам. Такая стратегия проектирования позволяет постепенно раскрывать неопределённость, характерную каждой стадии проекта. Поэтому, с самых начальных этапов проектирования, необходимо применять методы и модели, обеспечивающие достижение конкурентоспособных показателей ГТД в течение всего его жизненного цикла.

Процесс создания и развития систем автоматизированного проектирования (САПР) прошёл несколько этапов [5]:

• разработка средств, методов, моделей и алгоритмов, позволяющая, с одной стороны, снизить объём ручного труда инженера (подготовку данных и чертежей, обработку результатов расчётов и испытаний), а с другой - осуществлять на ЭВМ многие применяемые в процессе создания ГТД инженерные методы и модели расчёта.

• внедрение средств и методов многодисциплинарного математического моделирования, оптимизации конструкций и технологических процессов, а также параллельного и распределенного проектирования.

Все программы и математические модели, сопровождающие жизненный цикл двигателя (ЖЦД), оперируют разнородной информацией из общего информационного поля (рис. 1.5).

В силу того что в рассматриваемой стратегии проектирования двигатель является частью более сложной системы - вертолёта, его эффективность необходимо оценивать по соответствующим критериям эффективности «предполагаемого» ЛА. Вследствие этого, достоверные значения таких критериев и области рациональных значений параметров ГТД СТ могут быть получены

Рис. 1.5 - Математические модели и программное обеспечение, сопровождающее ЖЦД [5] (СКЭ - метод конечных элементов; МГЭ - метод граничных элементов; НЛГ - Нормы лётной годности)

только путем моделирования всех характерных участков полётного цикла.

В настоящее время для начального проектирования и инженерного анализа ГТД и ГТУ применяются CAE-системы, которые можно разделить на две категории [12].

К первой категории относятся программные продукты, созданные на основе универсальных средств, такие как Dymola [37.39], Simulink [40.43], TRANSEO [44] и др., которые позволяют решать большой круг инженерных задач.

Ко второй категории относятся специализированные программные продукты, такие как EngineSim [45], GasTurb [46, 47], Gas turbine Simulation Program (GSP) [48], Uni_TTF [49], WebEngine [50], DVIGwT [51, 52], программный комплекс ЦИАМ [11], ГРАД [53], Автоматизированная Система Термогазодинамического Расчета и Анализа ГТД и ЭУ (АСТРА) [54.56] и другие [57.61]. Помимо перечисленных систем, в каждом отечественном КБ созданы системы, учитывающие особенности создаваемых предприятием ГТД и накопленный методический и экспериментальный опыт, которые в данной работе не рассматривались ввиду отсутствия описаний и документации в открытом доступе.

Стоит отметить, что разработка универсального инструмента для решения комплексных задач начального проектирования ГТД с использованием многоуровневого и многодисциплинарного подхода является пока сложной задачей.

Общим недостатком указанных систем является отсутствие возможности одновременной оптимизации схем и параметров рабочего процесса, а также учёта влияния малоразмерности на эффективность лопаточных машин, а в частности:

• система DVIGwT не позволяет рассчитывать характеристики двигателя в составе силовой установки летательного аппарата, и моделировать его полётный цикл;

• в системах EngineSim, ОаБТигЬ, заложено несколько готовых схем ГТД без возможности их изменения, а в ОБР, ит_ТТЕ также отсутствует возможность оценки массогабаритных показателей.

Из рассматриваемых САЕ-систем проводить оптимизацию параметров рабочего процесса по критериям эффективности ЛА позволяют GasTurb и АСТРА, причём последняя позволяет проводить оптимизацию с определением показателей эффективности по результатам моделирования полётного цикла ЛА, однако в ней не реализованы математические модели вертолёта, его согласования с ГТД СТ, а также модели полёта по заданной траектории.

Для сокращения сроков проектирования САЕ-система АСТРА обладает возможностью одновременного запуска нескольких оболочек программы, что даёт возможность решать либо разные задачи, либо одну и ту же задачу разбивать на несколько, тем самым сокращая время расчёта.

Как следует из работ [6, 25, 33] при выполнении исследований по выбору значений параметров рабочего процесса ГТД СТ в системе вертолёта в условиях неопределённости исходных данных необходимо иметь инструменты для определения главных влияющих факторов. В этих работах рассмотрены несколько вариантов таких инструментов. Однако все они предложены для методик выбора, в которых либо нет влияния полёта по заданной траектории, либо используются устаревшие модули расчёта массы ГТД.

Проведённый обзор предшествующих работ и его анализ показали, что в настоящее время имеется значительное количество исследований по оптимизации и выбору параметров ГТД. Это и разнообразные методы оценки эффективности, методы расчёта оптимальных параметров, методы согласования характеристик ГТД и ЛА и многие другие.

Однако из рассмотренных в обзоре работ вытекает, что работ посвященных выбору параметров вертолётных ГТД очень мало, отсутствуют работы по совершенствованию моделей массы ГТД СТ, моделей полёта по траектории, средств построения областей оптимальных параметров, отсутствуют, базирующиеся на системном подходе рекомендации направленные по повышению эффективности вертолёта.

Решению этих проблем и посвящена настоящая работа.

1.3. Задачи исследования

Достижение цели диссертационной работы, заключающейся в повышении эффективности малоразмерных ГТД со свободной турбиной в системе вертолёта на основе разработанных системных методов и средств автоматизированного проектирования, возможно путём решения следующих сформулированных, по результатам проведённого анализа, задач:

• разработка методики выбора рациональных значений параметров рабочего процесса малоразмерного ГТД СТ с учётом неопределённости исходной проектной информации на этапе начального проектирования;

• обоснование критериев оценки эффективности малоразмерных ГТД в системе вертолёта;

• разработка автоматизированной подсистемы поиска областей рациональных значений параметров рабочего процесса малоразмерных вертолётных ГТД;

• выработка рекомендаций по выбору рациональных значений параметров рабочего процесса малоразмерных ГТД со свободной турбиной, обеспечивающих повышение эффективности одновинтовых вертолётов;

• подтверждение достоверности разработанной методики путём сопоставления полученных с её помощью результатов, с основными техническими данными созданных вертолётных ГТД.

2 ОПТИМИЗАЦИЯ И ВЫБОР ЗНАЧЕНИЙ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА МАЛОРАЗМЕРНОГО ГТД СО СВОБОДНОЙ ТУРБИНОЙ В

СИСТЕМЕ ВЕРТОЛЁТА

Задача проектирования ГТД, в самом начале работы во многом осложняется объективным наличием неопределённости. Одним из видов которых является неопределённость цели. Она определяется тем, что оценить совершенство современного ЛА, для которого создается новый двигатель, одним критерием невозможно. Для этого обычно используют целый комплекс показателей, что в свою очередь, превращает задачу проектирования в многокритериальную. Как же получить рациональное решение этой проектной задачи?

В данной работе, как уже было описано ранее, анализ эффективности ГТД СТ проводится по системному методу - двигатель рассматривается частью системы более высокого уровня, показателями эффективности которой являются критерии оценки вертолёта.

Данный подход необходим для рационального решения основной проектной задачи применительно к ЛА. Для этого располагаемую мощность двигателя Ые, должна быть согласована с потребной мощностью для полёта вертолёта #потр таким образом, чтобы обеспечивалось выполнение вертолётом проектного задания (Мш, Ьп, ...), технических требований к вертолёту (Нст, Ндин, ^шх, .. ) и, в случае многоцелевого назначения, достигалась бы максимальная эффективность ЛА по комплексу соответствующих критериев оценки У = (М0, МСУ+т, Мкн, Сткм, дв, ...) с учётом налагаемых ограничений. В комплекс критериев ЛА, по которому судят об эффективности проектируемого ГТД СТ, входят показатели, характеризующие разные стороны эффективности двигателя в системе вертолёта [6]. Влияние каждого из этих весьма разнородных критериев на выбор параметров СУ оказывается зачастую противоречивым. В этом случае естественно возникает вопрос о возможности нахождения сочетания значений параметров рабочего процесса ГТД, которое одновременно являлось бы практически оптимальным для всех критериев, входящих в комплекс оценки

эффективности данного ЛА. А если такая возможность не может быть найдена, то ценой какого компромисса можно было бы выбрать значения параметров рабочего процесса двигателя, удовлетворяющих всему комплексу критериев оценки вертолёта?

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Загребельный Артем Олегович, 2020 год

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ

1. Работы ведущих авиадвигательных компаний по созданию перспективных авиационных двигателей (аналитический обзор). Под общ. ред. В.А. Скибина и В.И. Солонина. - М.: ЦИАМ, 2004. - 424 с.

2. Работы ведущих авиадвигательных компаний в обеспечение создания перспективных авиационных двигателей (аналитический обзор). Под общ. ред. В.А. Скибина и В.И. Солонина. - М.: ЦИАМ, 2010. - 637 с.

3. Стечкин Б.С. Теория воздушного реактивного двигателя // Техника воздушного флота, 1929. № 2. - с. 96.. .103.

4. http: //gov. garant.ru/SESSION/PILOT/main.htm

5. Машиностроение. Энциклопедия / Ред. совет: К.В. Фролов и др. Самолеты и вертолеты. Т.1У-21. Авиационные двигатели. Кн. 3 / В.А. Скибин, В.И. Солонин, Ю.М. Темис и др.; под ред. В.А. Скибина, Ю.М. Темиса и В.А. Сосунова. - М.: Машиностроение, 2010. - 720 с.

6. Вертолетные газотурбинные двигатели / Под общ. ред. В.А. Григорьева и Б.А. Пономарева. - М.: Машиностроение, 2007. - 491 с.

7. Разработка методологии создания базовых двигателей нового поколения для гражданской авиации/ М.М. Жигунов, Б.Ш. Ланда, А.И. Ланшин, В.И. Солонин, М.М. Цховребов. В кн.: Авиационные двигатели и силовые установки / Под ред. А.И. Ланшина. - М.: ТОРУС ПРЕСС, 2010. - с. 55.62.

8. Бабкин В.И., Солонин В.И.. Современная методология создания конкурентоспособных авиационных двигателей и место науки в этом процессе // Двигатель, 2017. № 1 (109). - с.10.13.

9. Основы проектирования газотурбинных двигателей и установок/ Васильев Б.П., Коваль В.А., Канаков В.В., Павленко Г.В., Романов В.В. -Харьков: Контраст, 2005. - 376 с.

10. Мухамедов Р.Р. Математические модели ГТД. Молодежный Вестник УГАТУ, № 1 (10). Январь, 2014 г. - с. 35.43.

11. Горюнов И.М., Болдырев О.И. Направления развития современных математических моделей рабочих процессов газотурбинных двигателей. Журнал: Современные проблемы науки и образования. Издательский Дом "Академия Естествознания" (Пенза). № 6, 2011. - с. 122... 128.

12. Кузьмичев В.С. Сравнительный анализ автоматизированных систем проектирования газотурбинных двигателей / Кузьмичев В.С., Остапюк Я.А., Ткаченко А.Ю., Филинов Е.П. Известия Самарского научного центра Российской академии наук, т. 17, №6(3), 2015. - с. 644. 656.

13. Старцев Н.И. Проектирование авиационных ГТД. Начальный этап: учеб. пособие - Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 2009. - 172 с.

14. Боргест Н.М. Автоматизация предварительного проектирования самолетов. - Самара: СГАУ, 1992. - 92 с.

15. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей: учеб. для вузов/ Под ред. С.М. Шляхтенко. - М.: Машиностроение, 1987. - 568 с.

16. Загитова А.И., Кондратьева Н.В., Валеев С.С. Система поддержки жизненного цикла сложного технического объекта на основе агентных технологий. - Уфа: Вестник УГАТУ, 2018. Т. 22, № 2 (80). - с. 113.121.

17. Стечкин Б.С. Теория тепловых двигателей: избр. тр. - М: АН СССР, отделение физ.-тех. проблем энергетики. - М.: Наука, 1977. - 410 с.

18. Холщевников К.В., Емин О.Н., Митрохин В.Т. Теория и расчет авиационых лопаточных машин. - М.: Машиностроение, 1986. - 432 с.

19. Нечаев Ю.Н. Законы управления и характеристики авиационных силовых установок: учебник. - М.: Машиностроение, 1995. - 400 с.

20. Нечаев Ю.Н. Федоров P.M. Теория авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1977. Часть 1. - 312 с.

21. Нечаев Ю.Н. Федоров P.M. Теория авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1978. Часть 2. - 336 с.

22. А.Л. Пархомов. Оптимизация параметров ВРД по экономичности. - М.: ЦИАМ, 1968. - Труды ЦИАМ, № 446. - 32 с.

23. А.Л. Клячкин. Теория воздушно-реактивных двигателей. - М.: Машиностроение, 1969. - 512 с.

24. Кулагин В.В. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. - М.: Машиностроение, 2003. - 616 с.

25. Теория и методы начальных этапов проектирования авиационных ГТД: учебное пособие / В.Г. Маслов, В.С. Кузьмичев, А.Н. Коварцев, В.А. Григорьев; Под ред. В.Г Маслова. - Самара: Самар, гос. аэрокосм, ун-т, 1996. - 147 с.

26. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок/ Под ред. В.А. Сосунова и В.М. Чепкина. - М.: Изд-во МАИ, 2003. - 688 с.

27. Кулагин В.В., Кузьмичев В.С. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок: учебник. 3-е изд. В 2 кн. Кн. 1. Основы теории ГТД. Рабочий процесс и термогазодинамический анализ. - М.: Машиностроение, 2013. - 336 с.

28. Кулагин В.В., Кузьмичев В.С. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок: учебник. 3-е изд. В 2 кн. Кн. 2 Совместная работа узлов выполненного двигателя и его характеристики. - М.: Машиностроение, 2013. - 280 с.

29. Масленников М.М., Бехли Ю.Г., Шальман Ю.И. Газотурбинные двигатели для вертолетов. - М.: Машиностроение, 1969. - 380 с.

30. Флоров И.Ф. Методы оценки эффективности применения двигателей в авиации // Труды ЦИАМ № 1099. - М.: ЦИАМ, 1985. - 260 с.

31. Югов O.K., Селиванов О.Д. Основы интеграции самолета и двигателя. - М.: Машиностроение, 1989. - 304 с.

32. Румянцев С.В. Современный подход к автоматизированному проектированию двигателя в системе ЛА // Автоматизированное проектирование двигателей ЛА: Сб. науч. тр. - М.: МАИ, 1979, - с.4... 10.

33. Маслов В.Г. Теория выбора оптимальных параметров при проектировании авиационных ГТД. - М.: Машиностроение, 1981. - 123 с.

34. Основы теории, расчета и проектирования воздушно-реактивных двигателей: учеб. для вузов / А.Н. Белоусов, С.К. Бочкарев, В.А. Григорьев и др.; Самар. гос. аэрокосм. ун-т им. акад. С.П. Королева (нац. исслед. ун-т). - М.: Машиностроение, 2011. - 198 с.

35. Научный вклад в создание авиационных двигателей / Под общ. ред. В.А. Скибина и В.И. Солонина. - М.: Машиностроение, 2000. - 725 с.

36. Ахметов Ю.М., Ахмедзянов Д.А., Михайлова А.Б., Михайлов А.Е. Особенности функционального проектирования газотурбинных двигателей для беспилотных летательных аппаратов. - Уфа: Вестник УГАТУ. 2013. т. 17, № 3 (56). - с. 78.86.

37. Shen J., Masiulaniec K.C., Afjeh A.A. Turbojet engine simulation using dymola // Collection of Technical Papers - AIAA/ASME/SAE/ASEE 42nd Joint Propulsion Conference. 2006. Vol. 6. - рр. 4760.4774.

38. Samson E.T. Gas Turbine Plant Modeling for Dynamic Simulation: Master of Science Thesis. 29.03.12. - Stockholm., 2011. - 68 p.

39. Gomes K.J., Masiulaniec K.C., Afjeh A.A. Performance, usage, and turbofan transient simulation comparisons between three commercial simulation tools // Journal of Aircraft. 2009. Vol. 46. I. 2. - рp. 699.704.

40. Kim S., Pilidis P., Yin J. Gas Turbine Dynamic Simulation Using Simulink // SAE Technical Paper 2000-01-3647. 2000. - рр. 1.9.

41. Tsoutsanis E. Dynamic Performance Simulation of an Aeroderivative Gas Turbine Using the Matlab Simulink Environment / Tsoutsanis E., Meskin N., Benammar M., Khorasani K. // ASME 2013 International Mechanical Engineering Congress and Exposition (IMECE). 2013. - рр. 1.10.

42. Kong C., Roh H., Lim K. Steady-state and transient simulation of turboprop engine using SIMULINK model // ASME Turbo Expo. 2003. Vol. 3. рp. 151.161.

43. Kong C., Roh H., Steady-state Performance Simulation of PT6A-62 Turboprop Engine Using SIMULINK // International Journal of Turbo and Jet Engines. 2003. Vol. 20. - pр. 183.194.

44. Traverso A. TRANSEO code for the dynamic performance simulation of micro gas turbine cycles // ASME Turbo Expo. 2005. Vol. 5. - рр. 45. 54.

45. https: //www.grc.nasa. gov/WWW/k-12/airplane/ngnsim.html.

46. Gao J.-H., Huang Y.-Y. Modeling and simulation of an aero turbojet engine with GasTurb // 2011 International Conference on Intelligence Science and Information Engineering. 2011. - рр. 295. 298.

47. Brandstein A. F100PW-229I thermodynamic model simulation with "gasTurb 9" / Brandstein A., Nakash Y., Efrati Y., Perel D. // 45th Israel Annual Conference on Aerospace Sciences. 2005.

48. Sankar B. Aero-thermodynamic modeling and gas path simulation for a twin spool turbo jet engine / Sankar B., Subramanian T., Shah B., Vanam V., Jana S., Ramamurthy S., Satpathy R., Sahoo B., Yadav S. // ASME Gas Turbine India Conference. 2013.

49. Лещенко И.А. Опыт разработки и эксплуатации программного комплекса UNI_MM для выполнения термодинамических расчетов турбореактивных двухконтурных двигателей / Лещенко И.А., Марчуков Е.Ю., Вовк М.Ю., Инюкин А.А. // Сборник докладов научно-технической конференции «Климовские чтения-2015: перспективные направления развития авиадвигателестроения». - СПб: Скифия-принт, 2015. - с. 33.44.

50. Apostolidis A. Webengine - A WeB-Based Gas Turbine Performance Simulation Tool / Apostolidis A., Sampath S., Laskaridis P., Singh R. // Proceedings of ASME Turbo Expo 2013 GT2013, Vol. 4, June 3-7, 2013. - pp. V004T08A007.

51. Горюнов И.М. Термогазодинмические расчеты ГТД и теплоэнергетических установок с использованием системы DVIGwT - Уфа: Вестник Уфимского гос. авиац. техн. ун-та. - 2006. Т. 7. №1. - с. 61.70.

52. Горюнов И.М., Курунов Ю.С. Система моделирования тепловых схем энергетических установок // Докл. междунар. науч.-техн. конф., посв. памяти ген. констр. аэрокосмич. тех-ки Н.Д. Кузнецова. - Самара: СГАУ, 2001. - Ч. 3. - с. 27.31.

53. Тунаков А.П., Кривошеев И.А., Ахмедзянов Д.А. САПР авиационных ГТД: Учеб.пособие. - Уфа: Изд. УГАТУ, 2005. - 270 с.

54. Кузьмичев В.С. Методы и средства концептуального проектирования авиационных ГТД в CAE-системе «АСТРА» / Кузьмичев В.С., Ткаченко А.Ю., Рыбаков В.Н., Крупенич И.Н., Кулагин В.В. // Вестник Самарск. гос. аэрокосм. ун-та. - 2012. - №5(36). Ч. 1. - с. 169.173.

55. Ткаченко А.Ю., Рыбаков В.Н. Моделирование неустановившихся режимов работы газотурбинного двигателя в CAE-системе «АСТРА» // Проблемы и перспективы развития двигателестроения: материалы докладов междунар. науч.-техн. конф. 25-27 июня 2014г. - Самара: СГАУ, 2014. Ч. 1. - с. 240.

56. Кузьмичев В.С. Формирование виртуальной модели рабочего процесса газотурбинного двигателя в CAE системе «АСТРА» / В.С. Кузьмичев, В.В. Кулагин, И.Н. Крупенич, А.Ю. Ткаченко, В.Н. Рыбаков // Электронный журнал «Труды МАИ». - 2013. №67. - с. 15.

57. http: //www. gecos. polimi. it/expertise/software-development/

58. DePlachett C.P., Frederick R.A., Jr., Application of the GECAT software for instruction in gas turbine propulsion analysis // 36th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. 2000. - pp. 1.9.

59. https://www.swri.org/sites/default/files/what-is-npss.pdf.

60. Ogaji S.O.T., Pilidis P., Hales R. TERRA - A Tool for Aero-engine Modelling and Management // 2nd World Congress on Engineering Asset Management and 4th International Conference on Condition Monitoring. 2007. - pp. 1. 12.

61. Кривошеев И.А., Кожинов Д.Г. Развитие методов моделирования и автоматизированного проектирования газотурбинных двигателей. - Самара: Вестник СГАУ № 5(47), часть 3, 2014. - с. 9.18.

62. Иванов А.Б., Григорьев В.А. Оптимальное согласование параметров вертолетов и двигателей в подсистеме «Аппарат» САПР малоразмерных ГТД. В кн.: Проектирование и конструкция вертолетов. Тр. II научных чтений посвященных памяти академика Б.Н. Юрьева. - М., 1988. -с. 38.47.

63. Тунаков А.П. Методы оптимизации при доводке и проектировании газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1979. - 184 с.

64. Григорьев В.А., Радько В.М., Калабухов Д.С. Аппроксимационные модели критериев оценки эффективности малоразмерного газотурбинного двигателя для многоцелевого вертолета. Авиационно-космическая техника и технология 9(86) / научно-технический журнал 2011. - с. 19.24.

65. https://voennaya.academic.ru/863/

66. Выбор параметров м термогазодинамические расчеты авиационных газотурбинных двигателей: учеб. пособие / В.А. Григорьев и др. - 2-е изд., испр. и доп. - Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 2009. - 202 с.

67. Проектирование гражданских самолётов: Теории и методы / И.Я. Катырев, М.С. Неймарк, В.М. Шейнин и др.; Под ред. Г.В. Новожилова. - М.: Машиностроение, 1991. - 666 с.

68. Григорьев В.А, Ланский А.М, Маслов В.Г. Оптимизация проектных параметров рабочего процесса турбовальных ГТД для многоцелевых вертолетов // Вопросы проектирования и доводки малоразмерных ГТД и их элементов. Тр. Всесоюзн. науч.-технич. конф. - Куйбышев: 1975. -с. 21.28.

69. Юрьев Б.Н. Избранные труды. Т. 1. - М.: АН СССР, 1961. - 551 с.

70. Грецков А.И., Григорьев В.А. Особенность оптимизации параметров рабочего процесса ГТД со свободной турбиной при начальном проектировании в условиях неопределенности. - Самара: Вестник СГАУ, № 3(19), 2009. - с. 237.240.

71. Петрович М.П. Регрессионный анализ и его математическое обеспечение на ЕС ЭВМ. - М.: Финансы и статистика, 1982. - 199 с.

72. Тулупов Ю.И. О влиянии критерия Рейнольдса на работу агрегатов и ТВД в целом. - М., 1955. - (Труды ЦИАМ, №273). - 19 с.

73. Митрохин В.Т. Выбор параметров и расчет центростремительной турбины. - М.: Машиностроение, 1974. - 226 с.

74. Шерстюк А.И., Зарянкин А.Е. Радиально-осевые турбины малой мощности. - М.: Машиностроение, 1976. - 208 с.

75. Быков Н.Н., Емин О.Н. Выбор параметров и расчет маломощных турбин для агрегатов. - М.: Машиностроение, 1972. - 272 с.

76. Мидзумати Н. Исследование радиальных газовых турбин. - М.: Машингиз, 1961. - 120 с.

77. Литвинов Ю.А., Боровик В.О. Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей. - М.: Машиностроение, 1975. - 213 с.

78. Григорьев В.А., Ломакин В.Б. Аналитическая модель критерия уе для исследования оптимальных параметров рабочего процесса ТВД/ Тр. научно-технической конф. молодых ученых КуАИ. - Куйбышев, 1980. - 8 с.

79. Григорьев В.А. О размерности авиационных ГТД // Актуальные проблемы технических наук: сборник статей Международной научно-практической конференции (10 апреля 2015 г., г. Уфа). - Уфа: АЭТЕРНА, 2015. -с. 61.65.

80. Полетаев В.А., Ремизов А.Е., Вятков В.В., Лебедев В.В. Особенности аэродинамического совершенствования сопловых аппаратов турбин перспективных газотурбинных двигателей // Известия вузов. Авиационная техника - 2016. № 1. - с. 81.86.

81. Ремизов А.Е., Вятков В.В., Лебедев В.В. Повышение газодинамической эффективности ступеней газовых турбин ГТД на стадии проектирования // Известия вузов. Авиационная техника - 2016. № 4. - с. 106.110.

82. Герасимов М.В., Григорьев В.А. Учет влияния малоразмерности турбомашин газотурбинных двигателей на их эффективность. - Вестник СГАУ, серия: Проблемы и перспективы развития двигателестроения. Вып.2.Часть 2., 1998г. - Самара. - с.162. 167.

83. Кузьмичев В.С., Крупенич И.Н., Ткаченко А.Ю. Решение задач начального этапа проектирования ГТД методами CAE-системы «АСТРА». - Самара: Вестник СГАУ. 2012. № 3(34) Ч.3. - с. 75.82.

84. Ткаченко А.Ю. Автоматизированная система термогазодинамического расчета и анализа (АСТРА-4) газотурбинных двигателей и энергетических установок / А.Ю. Ткаченко, В.С. Кузьмичев, В.В. Кулагин, И.Н. Крупенич, В.Н. Рыбаков // Проблемы и перспективы развития двигателестроения: материалы докладов междунар. науч.-техн. конф. 28-30 июня 2011г. -Самара: СГАУ, 2009. - В 2 Ч. Ч. 2 - с. 80.82.

85. Ткаченко, А.Ю. Оптимизация управления газотурбинным двигателем по критериям эффективности летательного аппарата: дисс. канд. техн. наук: 05.07.05 / Ткаченко Андрей Юрьевич. - Самара, 2009. - 148 с.

86. Кулагин В.В. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок: Учебник. Кн. 3. Основные проблемы: Начальный уровень проектирования, газодинамическая доводка, специальные характеристики и конверсия авиационных ГТД/ Под общ. ред. В.В. Кулагина - М.: Машиностроение, 2005. - 464 с.

87. Копелев С.З., Слитенко А.Ф. Конструкция и расчет систем охлаждения ГТД / Под ред. Слитенко А.Ф. - Х.: Изд-во «Основа» при Харьк. ун-те, 1994. -240 с.

88. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей: Учебник для студентов вузов по специальности «Авиационные двигатели и энергетические установки»/ С.А. Вьюнов, Ю.И. Гусев, А.В. Карпов и др.; Под общ. ред. Д.В. Хронина. - М.: Машиностроение, 1989. - 368 с.

89. Машиностроение. Энциклопедия / Ред. совет: К.В. Фролов и др. Самолеты и вертолеты. Т.^-21. Проектирование, конструкция и системы самолетов и вертолетов. Кн. 2 / А.М. Матвеенко, А.И. Акимов, М.Г. Акопов и др.; Под общ. ред. А.М. Матвеенко. - М.: Машиностроение, 2004. - 752 с.

90. Вильдгрубе Л.С. Вертолеты. Расчет интегральных аэродинамических характеристик и летно-технических данных. - М.: Машиностроение, 1977. -152 с.

91. Ромасевич В.Ф., Самойлов Г.А. Практическая аэродинамика вертолетов. -М.: Воениздат, 1980. - 384 с.

92. Аэродинамика и динамика полета вертолетов / Под ред. В.Ф. Ромасевича. -М.: Военное Издательство Министерства Обороны СССР, 1982. - 485 с.

93. Жустрин Т.К. Анализ практических методов расчета для оценки летно-технических характеристик и оптимизации параметров винтокрылых аппаратов. // Труды ЦАГИ. Вып.№ 1895. - М.: ЦАГИ, 1977 . - 31с.

94. Тищенко М.Н., Некрасов А.Б., Радин А.С. Вертолеты. Выбор параметров при проектировании. - М.: Машиностроение, 1976. - 368 с.

95. Жустрин Г.К., Кронштадтов В.В. Весовые характеристики вертолета и их предварительный расчет. - М., «Машиностроение», 1978. - 112 с.

96. Torenbeek E. Synthesis of Subsonic Airplane Design. Delft, Delft University Press, 1976. - 598 р.

97. Raymer D.P. Aircraft Design: A Conceptual Approach, Washington, American Institute of Aeronautics and Astronautics, 1992. - 745 р.

98. Pera R.J., Onat E., Klees G.W., Tjonneland E. A method to estimate weight and dimensions of aircraft gas turbine engines. National Aeronautics and Space Administration (NASA) Lewis Research Center. May 1977. - 47 p.

99. Svoboda C. Turbofan Engine Database as a Preliminary Design Tool // Aircraft Design, 2000, no. 3. - pp. 17.31.

100. Onat E., Klees G.W. A Method of estimate weight and dimensions of large and small gas turbine engines. National Aeronautics and Space Administration (NASA) -Lewis Research Center. January 1979. - 132 p.

101. Guha A., Boylan D., Gallagher P. Determination of Optimum Specific Thrust for Civil Aero Gas Turbine Engines: a Multidisciplinary Design Synthesis and Optimization, Proc IMechE Part G // Journal Aerospace Engineering, 2012, vol. 227 (3). - pp. 502.527. DOI: 10.1177/0954410011435623.

102. Филинов Е.П., Авдеев С.В., Красильников С.А. Корреляционно-регрессионные модели расчета массы малоразмерных авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Вестник Московского авиационного института, 2018. Т. 25. № 3. - с. 73.81.

103. Эзрохи Ю.А., Каленский С.М., Кизеев И.С. Оценка массовых показателей турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой на начальной стадии его проектирования. - М.: Вестник Московского авиационного института, 2017. Т. 24. № 1. - с. 26.37.

104. Бакулев В.И., Кравченко И.В. Определение массовых характеристик ГТД на этапе проектирования. - М.: Вестник Московского авиационного института, 1997 № 1, т. 4. - с. 20.24.

105. Михайлова А.Б., Михайлов А.Е., Ахмедзянов Д.А.. Разработка и реализация в СИМ Compressor поэлементной математической модели для оценки массы компрессора. - Уфа: Вестник УГАТУ, 2014. Т. 18, № 1 (62). - с. 180.185.

106. Кузьмичев В.С., Маслов В.Г. Анализ корреляционной зависимости веса авиационных ГТД от основных параметров рабочего процесса. Вопросы проектирования и доводки малоразмерных ГТД и их элементов. Труды V всесоюзной межотраслевой научно-технической конференции по микроэнергетике. - Куйбышев. 1975. - с. 29.37.

107. Иностранные авиационные двигатели/ под ред. Л.И. Соркина. 11-е изд. -М.: ЦИАМ, 1987. - 319 с.

108. Иностранные авиационные двигатели/ под ред. Л.И. Соркина. 12-е изд. -М.: ЦИАМ, 1992. - 300 с.

109. Иностранные авиационные двигатели, 2000: Справочник/ Под общ. ред. Л.И. Соркина. - М.: Изд. дом «Авиамир», 2000. - 534 с.

110. Иностранные авиационные двигатели, 2005: Справочник ЦИАМ/ Общая редакция: В.А. Скибин, В.И. Солонин. - М.: Изд. дом «Авиамир», 2005. -592 с.

111. Иностранные авиационные двигатели и газотурбинные двигатели: справочник: вып.15. / сост.: Л.А. Клименко, Ю.В. Фокин, К.Н. Чикина и др.; отв. ред.: Л.И. Соркин и др. - М.: ЦИАМ, 2010. - 413 с.

112. Иллюстрированный справочник; Серия: Отечественная авиационная и ракетно-космическая техника. - М.: АКС-Конверсалт: Центр истории авиационных двигателей, 2000. - 394 с.

113. Зрелов В.А. Отечественные газотурбинные двигатели. Основные параметры и конструктивные схемы: Учеб. пособие. - М.: ОАО «Издательство «Машиностроение», 2005. - 336 с.

114. Авиационные двигатели / Под ред. И.Г. Шустова. М.: ООО ИД "АЭРОСФЕРА", 2007. - 344 с.

115. Нестеренко В.В. Основные принципы методики комплексной оптимизации облика и параметров узлов горячей части современных и перспективных ТВГТД. - М.: Вестник МАИ. Т. 16 № 6. - с. 82.92.

116. Барвинок В.А. Срабатываемые, износостойкие и теплозащитные покрытия для деталей газового тракта турбины, компрессора и камеры сгорания ГТД/ В.А. Барвинок, И.Л. Шитарев, В.И. Богданович, И.А. Докукина, В.М. Карасев. - М.: Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. 2009. №3 (19). - с. 11.28.

117. Проектирование авиационных газотурбинных двигателей / В.П. Данильченко, С.В. Лукачев, Ю.Л. Ковылов и др. - Самара: Изд-во СНЦ РАН, 2008. - 620 с.

118. Неметаллические композиционные материалы в элементах конструкций и производстве авиационных газотурбинных двигателей: Учеб. пособие для вузов / Ю.С. Елисеев, В.В. Крымов, С.А. Колесников, Ю.Н. Ваильев. - М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2007. - 368 с.

119. Крымов В.В., Елисеев Ю.С., Зудин К.И. Производство газотурбинных двигателей / Под ред. В.В. Крымова. - М.: Машиностроение / Машиностроение-Полет, 2002. - 376 с.

120. Мубояджян С.А., Лесников В.П., Кузнецов В.П. Комплексные защитные покрытия турбинных лопаток авиационных ГТД. - Екатеринбург: Изд-во «Квист», 2008. - 208 с.

121. Сендюрев С.И., Тихонов А.С., Хайрулин В.Т., Самохвалов Н.Ю. Современные системы охлаждения сопловых лопаток высоконагруженных газовых турбин. - Вестник ПНИПУ. Аэрокосмическая техника. 2015. № 42. - с. 34.46.

122. Литые лопатки газотурбинных двигателей: сплавы, технологии, покрытия / под общ. ред. Е.Н. Каблова. - 2-е изд. - М.: Наука, 2006. - 632 с.

123. Нагога Г.П. Эффективные способы охлаждения лопаток высокотемпературных газовых турбин. - М.: МАИ, 1996. - 100 с.

124. Харьковский С.В., Почуев В.П., Мухин А.А., Рыкачев Ю.Ю. Разработка методов охлаждения лопаток с эффективностью более 0,65 / Высокотемпературные газовые турбины. - М.: ТОРУС ПРЕСС, 2010. -с. 147.153.

125. Харьковский C.B., Почуев В.П., Кинзбурский В.С., Мухин A.A. Сравнение наиболее распространенных схем охлаждения рабочих лопаток высокотемпературных турбин высокого давления/ Высокотемпературные газовые турбины / Под ред. М.Я. Иванова. — М.: ТОРУС ПРЕСС, 2010. -с. 171.190.

126. Григорьев В.А., Загребельный А.О., Дилигенский Д.С. Учет влияния температуры газа в модели массы ГТД со свободной турбиной для вертолетов // Проблемы и перспективы развития двигателестроения: материалы докладов междунар. науч.-техн. конф. 12-14 сентября 2018г. -Самара: Изд-во «Самарский университет», 2018 - с. 254.255.

127. Григорьев В.А., Загребельный А.О. Учет степени совершенствования массы ГТД со свободной турбиной для вертолетов // Проблемы и перспективы развития двигателестроения: материалы докладов междунар. науч.-техн. конф. 12-14 сентября 2018г. - Самара: Изд-во «Самарский университет», 2018 - с. 154.155.

128. Богданов Ю.С. Анализ и выбор параметров вертолетов народнохозяйственного применения. - М.: МАИ, 1985. - 62 с.

129. Линник Ю.В. Метод наименьших квадратов и основы математико-статистической теории обработки наблюдений. - Изд. 2-е, доп. и испр. - М.: Гос. изд-во физ.-мат. лит., 1962. - 349 с.

130. Волков И.К., Загоруйко Е.А. Исследование операций: Учеб. для вузов / Под ред. В.С. Зарубина, А.П. Крищенко. - М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2000. - 436 с. (Сер. Математика в техническом университете; Вып. ХХ).

131. Маслов В.Г. Теоретические вопросы оптимизации проектных параметров авиационного ГТД. ИВУЗ, сер. Авиационные двигатели, 1975, № 3. -с. 73. 79.

132. Григорьев В.А., Кузьмичев В.С. Применение коэффициентов деформации областей оптимальных параметров ГТД при исследовании влияния неопределенности исходных данных. Тез. Всесоюзн. науч.-техн. конф. МВТУ, 1983. - с. 12.

133. Григорьев В.А., Калабухов Д.С., Радько В.М. Планирование факторного эксперимента при испытаниях одноступенчатых турбин сверхмалой мощности. - Самара: Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета, 2011. №6 (30). - с. 81...91.

134. Черкез А.Я. Инженерные расчеты газотурбинных двигателей методами малых отклонений. - М.: Машиностроения, 1975. - 380 с.

135. Григорьев В.А., Загребельный А.О. Исследование устойчивости оптимальных решений при выборе значений параметров рабочего процесса вертолетных ГТД. Инновационная наука, №4. 2019. - с. 33.38.

136. В.С. Кузьмичев, А.Ю. Ткаченко, Я.А. Остапюк. Особенности компьютерного моделирования рабочего процесса малоразмерных газотурбинных двигателей. - Самара: Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение Т. 15, № 4, 2016 г. - с. 91. 101.

137. http: //www.russianhelicopters .aero/ru/.

ПРИЛОЖЕНИЕ

Основные технические данные вертолётных ГТД, использованных для корреляционно-регрессионного анализа массы двигателей. (Нп = 0; Уп = 0).

№ ГТД Ые, кВт Ce, кг/кВт.ч Мдв, кг Ов, кг * як * Тг, К Год

1 ТББ 36-1 176,471 0,511 80 1,27 4,3 1185 1972

2 РиШп 183,824 0,492 45 1,5 3,5 1200 1970

3 250-С18 233,088 0,426 62 1,4 6,2 1269 1981

4 Огеёоп-3 257,353 0,358 81 1,6 7,5 1175 1968

5 ГТД-350 294,118 0,496 135 2,2 6 1243 1963

6 ГТД-400 294,118 0,330 85 1,15 15,2 1370 2000

7 250-С20В 308,824 0,400 71,5 1,56 7,2 1200 1980

8 250-С20Я 336,0 0,371 78 1,733 8 1200 1986

9 ТМ319 338,235 0,340 87 1,6 8,5 1300 1985

10 Arrius 1А 352,000 0,378 101,3 1,8 8 1300 1987

11 250-С28 367,647 0,373 99,3 1,96 7,08 1075 1977

12 250-С28В 367,647 0,364 104 2,02 8,04 1200 1977

13 250-С28С 367,647 0,371 104 2,02 8,04 1200 1977

14 ЬТБ101-650В-1 404,412 0,348 121 2,18 8,4 1290 1975

15 PW205B 433,824 0,330 108 1,6 8 1350 1983

16 ЬТБ101-600А-1 435,294 0,350 109 2,18 2,4 1297 1974

17 ЬТБ101-600А 435,294 0,352 109 2,18 2,4 1297 1974

18 ЬТБ101-650А-1 435,294 0,350 109 2,18 8,4 1299 1975

19 ЬТБ101-600В 435,294 0,350 109 2,27 8,4 1299 1975

20 Ав1а2ои-ХГУ-А 441,0 0,386 158 3,35 7,6 1185 1976

21 PW206A 441,176 0,326 107,5 1,95 8,1 1300 1991

22 ЬТБ101-600В-3 441,176 0,350 109 2,18 8,4 1299 1975

23 ЬТБ101-650А 441,176 0,350 109 2,18 8,4 1300 1975

24 ЬТБ101-650С 441,176 0,350 105 2,27 8,4 1313 1975

25 ЬТБ101-650С-2 441,176 0,352 109 2,03 8,5 1313 1974

26 ТМ319-2 443,382 0,335 98 2,2 8 1380 1993

27 ЬТБ101-600А-3 452,206 0,358 115 2,18 8,25 1297 1978

Продолжение таблицы

№ ГТД Ые, кВт Ce, кг/кВт.ч Мдв, кг Ов, кг * як * Тг, К Год

28 ЬТ8101-650А-2 452,206 0,352 115 2,18 8,4 1300 1975

29 ЬТ8101-600Л-2 452,206 0,352 115 2,18 8,5 1297 1977

30 ЬТБ101-650С-3 455,882 0,352 109 2,03 8,5 1313 1976

31 ЛБ1а2ои ПШ 459,559 0,382 147 2,5 6 950 1970

32 PW206A 477,0 0,330 107,5 1,95 8 1300 1991

33 Лте1 1 477,941 0,354 105 2,4 8 1273 1978

34 250-С30 477,941 0,364 107 2,54 8,5 1077 1976

35 Лте1 1В 478,0 0,362 114 2,4 9 1300 1978

36 PW 207К 482,0 0,333 108,3 1,95 8 1310 2003

37 Лтш 2К1 500,0 0,320 115 2,4 9 1250 2001

38 ЬТБ101-750С-1 506,618 0,358 110 2,03 8,5 1330 1985

39 ЬТБ101-750А-1 507,353 0,352 124 2,03 8,5 1330 1980

40 ЬТБ101-750А-3 507,353 0,352 121 2,03 8,5 1330 1984

41 ТВ-0-100 529,412 0,352 125 2,66 9,2 1300 1990

42 250-С40 533,0 0,349 127 2,77 9,2 1200 1988

43 250-С34 540,441 0,367 116 2,54 8,5 1200 1986

44 ТМ 333 625,0 0,322 140 3 11 1370 1985

45 Лте1 Ш 638,0 0,328 131 2,5 8 1340 1996

46 ГТД-3Ф 661,765 0,408 240 4,65 6,5 1142 1964

47 ТигшаБ1а2ои XIV 661,765 0,317 155 3,33 8 1185 1980

48 Оеш 2 671,0 0,316 191 3,13 12 1240 1975

49 PW209T 698,529 0,339 108 1,56 8 1400 1988

50 РТ6В-36 705,882 0,358 161 3,5 7,6 1350 1985

51 МТМ.380 772,059 0,302 145 3 13 1400 1980

52 Оеш 41-2 и 42 779,412 0,310 182 3,6 12 1400 1982

53 Т53-Ь-П 808,824 0,415 208 5 6 1173 1975

54 МТМ.385-1Я 902,941 0,294 190 3,41 11,16 1450 1984

55 МТМ.385-Я 948,529 0,295 192 3,5 11,8 1424 1990

56 ТВ2-117 1102,941 0,403 338 8,4 6,2 1090 1965

57 ТВ2-117А 1102,941 0,374 338 8,4 6,6 1125 1965

58 Т800-ШТ-801 1156,0 0,280 150 3,76 14 1500 1993

59 Т700-0Е-700 1210,0 0,282 198 4,5 17 1473 1978

Продолжение таблицы

№ ГТД Ые, кВт Ce, кг/кВт.ч Мдв, кг Ов, кг * тск * Тг, К Год

60 МакПа 1А 1222,059 0,307 242 5,55 10,4 1318 1981

61 МТК.390 1253,0 0,280 154 3,2 13 1450 1993

62 Т700-0Е-401 1260,0 0,282 201 4,8 17 1100 1980

63 СТ7-2А 1286,0 0,293 195 4,5 16 1373 1978

64 РТ6Т-3 1323,529 0,367 292 6,2 7 1350 1971

65 Т400-СР-400 1323,529 0,366 324 6 7,7 1350 1970

66 Т53-19А 1323,529 0,350 256 5,4 8 1400 1981

67 МакПа 1323,529 0,291 232 7,1 10,4 1373 1981

68 Т58-ОЕ-16 1394,0 0,322 201 6,2 8,4 1230 1976

69 ТВ3-117ВМ 1470,588 0,296 294 8,7 9,4 1163 1986

70 ТВ3-117ВМА-СБЗ 1470,588 0,299 300 9,3 10 1313 2000

71 СТ7-6 1491,0 0,278 224 4,87 18 1588 1985

72 ЯТМ322-01 1566,0 0,263 240 5,75 14 1480 1988

73 ТВ3-117ВМА 1617,647 0,292 294 8,7 9,4 1193 1987

74 ТВ3-117ВМА 1617,647 0,292 293 9,1 9,6 1263 1986

75 ВК-2500 1764,706 0,286 300 9,3 10 1313 2000

76 ЯТМ 322-01/9 1787,0 0,263 228 6 16,1 1500 2004

77 ТВ7-117В (ВК) 1838,235 0,283 380 7,95 16 1500 2000

78 ТВ7-117ВК 1840,0 0,270 380 7,95 16 1500 2000

79 СТ7-8 1879,0 0,373 243,6 4 21 1650 2000

80 ВК-3000В 2058,824 0,271 360 9,2 17 1530 2010

81 ВК-3000 2061,000 0,305 360 9,2 17 1510 2010

82 ВК-3500 (проект) 2210,000 0,278 500 10,8 21 1550 2010

83 Д-25ВК 4050,000 0,394 2100 26 5,6 1135 1959

84 Д-25ВФ 4786,000 0,440 2100 26 5,9 1230 1965