- Tytuł:
- Thermodynamics and mass selection criterions of low bypass turbine engine parameters for multi-purpose
- Autorzy:
- Wygonik, P.
- Powiązania:
- https://bibliotekanauki.pl/articles/244019.pdf
- Data publikacji:
- 2008
- Wydawca:
- Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
- Tematy:
-
multi-purpose aircraft
turbine engines
airframe and engine integration
thermal cycle - Opis:
-
Parameters of the turbofan engine comparative cycle (turbine inlet temperature, compression of compressors), by-pass ratio, fan compressor, (or low pressure compressor) are the most important engine parameters which determine their characteristics and construction. In order to fulfill the task there is a necessity for searching the optimum parameters for the system. The most important equation that binds airplane and engine characteristics is mass balance equation. The sum of engine mass and fuel mass was called total engine-fuel mass. In the paper specific total engine mass index was introduced (gamma 2). This index is equal to total engine-fuel mass divided by thrust in design point. Impact of the choice of the design point 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 temperature, 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. The most important conclusion is that the best thermodynamics parameters from minimum mass criterion are less than for minimum specific fuel consumption.
Parametry obiegu porównawczego dwuprzeplywowego turbinowego silnika odrzutowego determinują jego charakterystyki i schemat konstrukcyjny. W pracy przedstawiono problem poszukiwania optymalnych wartości parametrów termogazodynamicznych obiegu porównawczego silnika turbinowego. Do tych parametrów zaliczono: spręż całkowity sprężarki, temperaturę przed turbiną, stopień podziału strumieni. Przedstawiono wpływ wybranych warunków lotu, sprężu sprężarki i temperatury przed turbiną na zmianę ciągu jednostkowego i jednostkowego zużycia paliwa. Jako kryterium optymalizacji wybrano sumaryczną masę silnika i paliwa, wymaganą do wykonania zadania lotniczego. Wykorzystano, zbudowany na potrzeby innych prac, model silnika, który jest funkcją parametrów termogazodynamicznych. Wyprowadzono zależności pozwalające na optymalizację jednostkowej masy sumarycznej (jako kryterium bezwymiarowego). Przeprowadzono szereg obliczeń, których wyniki przedstawiono na wykresach. Wykazano, że na podstawie wybranego kryterium optymalizacji, jakim jest sumaryczna masa silnika i paliwa, można wyznaczyć wartości sprężu sprężarki, dla których wskazane kryteria oceny masy osiągają swoje minimum. - Źródło:
-
Journal of KONES; 2008, 15, 2; 543-551
1231-4005
2354-0133 - Pojawia się w:
- Journal of KONES
- Dostawca treści:
- Biblioteka Nauki
Artykuł