Концепція інтеграції силової установки з турбовентиляторною приставкою і літального апарату

Abstract

У роботі науково обґрунтована концепція аеротермогазодинамічної інте-грації триконтурного газотурбінного двигуна з турбовентиляторною пристав-кою та ступінчастої мотогондоли авіаційної силової установки. Створено нау-ково-методичний апарат для аналізу процесу аеротермогазодинамічної інтегра-ції багатоконтурних турбореактивних двигунів із заднім розташуванням турбо-вентиляторної приставки і мотогондоли авіаційної силової установки. Створено теоретичні основи аеротермогазодинамічної інтеграції багатоконтурного тур-бореактивного двигуна з турбовентиляторою приставкою та мотогондоли сило-вої установки із управлінням примежовим шаром на поверхні мотогондоли га-зогенераторного модуля. На основі результатів розрахунково-експериментальних досліджень отримані рекомендації щодо обгрунтування вимог до аеротермогазодинамічної інтеграції ступінчастої мотогондоли та газотурбінного двигуна з турбовентиля-торною приставкою авіаційної силової установки та визначення оптимальних значень параметрів робочого процесу триконтурного газотурбінного двигуна відповідно до розрахункових умов польоту.

В работе научно обоснована концепция аэротермогазодинамической ин-теграции трехконтурного газотурбинного двигателя с турбовентиляторной при-ставкой и cтупенчатой мотогондолы авиационной силовой установки. Создан научно-методический аппарат для анализа процесса аэротермогазодинамичес-кой интеграции многоконтурных турбореактивных двигателей с задним распо-ложением турбовентиляторной приставки и мотогондолы авиационной силовой установки. Созданы теоретические основы аэротермогазодинамической интег-рации многоконтурного турбореактивного двигателя с турбовентиляторной приставкой и мотогондолы силовой установки с управлением пограничного слоя на поверхности мотогондолы газогенераторного модуля. Впервые создана методика использования управления пограничным сло-ем на поверхности мотогондолы газогенератора с целью снижения внешнего аэродинамического сопротивления авиационной силовой установки и улучше-ние тягово-экономических характеристик авиационных двухконтурных и трех-контурных турбореактивных двигателей. Впервые получены общие теоретиче-ские зависимости, характеризующие совместную работу модуля мотогондолы с управлением пограничного слоя и принципиально нового типа газотурбинного двигателя с турбовентиляторной приставкой. Разработаны теоретические осно-вы графоаналитического метода определения оптимальных параметров турбо-вентиляторной приставки и мотогондолы газогенератора двухконтурных и тре-хконтурных газотурбинных двигателей, которые позволяют решать задачи оп-тимизации параметров турбовентиляторной приставки. На основе результатов расчетно-экспериментальных исследований полу-чены рекомендации по обоснованию требований к аэротермогазодинамической интеграции параметров мотогондолы и газотурбинного двигателя с турбовен-тиляторной приставкой авиационной силовой установки и определения опти-мальных значений параметров рабочего процесса трехконтурного газотурбин-ного двигателя в соответствии с расчетными условий полета.

The concept of aerothermogasdynamic integration of a double bypass gas tur-bine engine with a turbofan unit and a stepped engine nacelle of an aircraft power plant is scientifically grounded in the work. A scientific and methodological appara-tus has been created for analyzing the process of aerothermogasdynamic integration of multi-pass turbojet engines with a rear-mounted turbofan unit and engine nacelle of an aircraft power plant. The theoretical foundations of aerothermogasdynamic in-tegration of a multi-pass turbojet engine with a turbofan unit and a power plant na-celle with boundary layer control on the surface of the engine nacelle of a gas genera-tor module have been created. Based on the results of computational and experimental studies, recommenda-tions were obtained to justify the requirements for aerothermogasdynamic integration of a stepped engine nacelle and gas turbine engine with a turbofan unit of an aircraft power plant and determine the optimal values of the process parameters of a of dou-ble bypass gas turbine engine in accordance with the calculated flight conditions.