Несмотря на то, что авиационные газотурбинные двигатели (ГТД) достигли высокой степени совершенства, требования по повышению их эффективности постоянно возрастают. Снижение удельного расхода топлива и удельной массы силовой установки позволяет улучшить лётно-технические характеристики летательного аппарата. Одним из эффективных средств снижения удельного расхода топлива и получения высокой тепловой эффективности ГТД является применение регенерации тепла. Поэтому интерес к ней сохраняется на протяжении всего периода развития газотурбинных двигателей. Однако применение регенерация тепла в авиационных ГТД сталкивается с противоречием: с одной стороны, регенерация тепла позволяет уменьшить удельный расход топлива, а с другой – увеличивает массу силовой установки за счёт наличия регенератора. Причём с ростом степени регенерации удельный расход топлива уменьшается, а масса силовой установки растёт. Для получения необходимого эффекта следует одновременно оптимизировать и параметры рабочего процесса двигателя, и степень регенерации теплообменника по критериям оценки силовой установки в системе летательного аппарата. Для этого необходимо иметь математическую модель оценки массы высокоэффективного регенератора авиационного назначения. Приводится разработанная математическая модель расчёта массы компактного пластинчатого теплообменника, применяемого для увеличения эффективности авиационного газотурбинного двигателя за счёт подогрева сжатого воздуха, поступающего в камеру сгорания, горячим газом за турбиной. Выбраны рациональная схема относительного движения рабочих сред в теплообменнике, оптимальный тип пластинчатой поверхности теплопередачи с точки зрения минимизации массы теплообменника и гидравлических потерь в воздушном и газовом каналах. На основании расчётного алгоритма для выбранного типа поверхности определена зависимость удельной массы теплообменника от степени регенерации при различных скоростях истечения газа сопла. Для оценки достоверности полученной модели проведён сравнительный анализ влияния степени регенерации на удельную массу теплообменника, выполненный на основании сравнения результатов расчётов по разработанной модели с данными других авторов и с данными по созданным регенераторам.

Accurate mathematical models for turbofan engine weight estimation are necessary requirement for optimization of the working process parameters at the initial design stage. Open-access publications provide necessary information on eight models that may be used at this design stage. Information on 77 modern turbofan engines was gathered using the available sources: publications, official websites, reference books etc. Data gaps were filled using the mathematical model identification. Gathered data cover wide range of working process parameters, thrust levels and air flow rates and was used to assess the accuracy of the abovementioned weight models. Only four models (Torenbeek, Svoboda, Raymer, Kuz’michev) provide adequate accuracy. Kuz’michev model uses the highest number of input parameters and provide the most precise results, although it must be noted that no correlation between the number of input parameters and accuracy was determined in general.

Continuous improvement of fuel efficiency of aircraft engines is the main global trend in modern engine construction. To date, aviation gas turbine engines have reached a high degree of thermodynamic and design-and technology perfection. One of the promising ways to further improve their fuel efficiency is the use of complex thermodynamic cycles with turbine exhaust heat regeneration and with intermediate cooling in the process of air compression. Until recently, the use of cycles with a recuperative heat exchanger and an intercooler in aircraft gas turbine engines was restrained by a significant increase in the mass of the power plant due to the installation of heat exchangers. Currently, it has become technologically possible to create compact, light, high-efficiency heat exchangers for use on aircraft without compromising their performance. An important target in the design of engines with heat recovery is to select the parameters of the working process that provide maximum efficiency of the aircraft system. The article focuses on the statement of the task of optimization and choice of rational parameters of the working process of a bypass three-shaft turbojet engine with an intercooler and a recuperative heat exchanger. On the basis of the developed method multi-criteria optimization was carried out by means of numerical simulations. The results of optimization of thermodynamic cycle parameters of a bypass three-shaft turbojet engine with an intercooler and a recuperative heat exchanger in the aircraft system according to such criteria as the total weight of the engine and fuel required for the flight, and the aircraft specific fuel consumption per ton - kilometer of the payload are presented. A passenger aircraft of the Airbus A310-300 type was selected. The developed mathematical model for calculating the mass of a compact heat exchanger, designed to solve optimization problems at the stage of conceptual design of the engine is presented. The developed methods and models are implemented in the ASTRA program. The possibility of improving the efficiency of turbofan engines due to the use of complex thermodynamic cycles is shown.

Описаны подходы к формированию моделей термогазодинамического расчёта малоразмерных газотурбинных двигателей (МГТД), учитывающих влияние фактора размерности на эффективность происходящих в основных узлах рабочих процессов. Представлена классификация газотурбинных двигателей (ГТД) по размерам в зависимости от расхода воздуха через газогенератор, приведённого по параметрам на выходе из компрессора. Важными особенностями рабочего процесса МГТД является то, что при уменьшении их размеров возрастают потери в проточной части двигателей из-за увеличения относительной толщины пограничного слоя, а также уменьшаются величины коэффициентов полезного действия (КПД) компрессоров и турбин в связи с возрастанием относительных радиальных зазоров. Учёт данных факторов при компьютерном моделировании осуществлён путём введения поправок на базовые значения КПД компрессоров, коэффициента полноты сгорания топлива, коэффициента потерь полного давления в камере сгорания и КПД турбин. Предложенные подходы были использованы для совершенствования компьютерных моделей термогазодинамического проектирования ГТД различных типов в CAE системе АСТРА. Показано, что уменьшение размеров двигателя приводит к существенному уменьшению оптимальных параметров его рабочего процесса и удельных параметров. Поэтому учёт влияния размерности двигателя на эффективность его узлов в компьютерных моделях концептуального проектирования ГТД расширяет диапазон её применимости и повышает адекватность. Кроме того, описано соответствие уровня сложности модели (0 – метауровень, I – в сосредоточенных параметрах, II– в распределённых параметрах) и размерности модели (одномерная, двухмерная, трёхмерная)

The article was prepared for the 95th anniversary of the birth of Valentin Grigorievich Maslov, Doctor of Science (Engineering), Professor, founder of the school for optimal design of aircraft engine parameters, head of the engine CAD system department (Department 6) of the applied research laboratory (ONIL-2) of Kuibyshev Aviation Institute named after academician S.P. Korolyov. The stages of creating the theoretical foundation for optimal design of aircraft are discussed. The role of Professor V.G. Maslov in the formalization of knowledge in aircraft design in a context of uncertainty and the importance of multi-criteria assessment of design solutions are described. The work of Department 6 ONIL-2 (KuAI-SSAU), led by Valentin Grigorievich, provided Samara scientific school with a leading position in the field of optimal design of engines for aircraft of varying function. These works contributed to the formation of a modern understanding of the intellectualization of systems and the successful start of work in the field of their creation. The development of Professor V.G. Maslovs ideas in the works of his students is shown.

Recent studies related to fuel economy in air transport conducted in our country and abroad show that the use of recuperative heat exchangers in aviation gas turbine engines can significantly, by up to 20...30%, reduce fuel consumption. Until recently, the use of cycles with heat recovery in aircraft gas turbine engines was restrained by a significant increase in the mass of the power plant due to the installation of a heat exchanger. Currently, there is a technological opportunity to create compact, light, high-efficiency heat exchangers for use on aircraft without compromising their performance. An important target in the design of engines with heat recovery is to select the parameters of the working process that provide maximum efficiency of the aircraft system. The article focused on setting of the optimization problem and the choice of rational parameters of the thermodynamic cycle parameters of a gas turbine engine with a recuperative heat exchanger. On the basis of the developed method of multi-criteria optimization the optimization of thermodynamic cycle parameters of a helicopter gas turbine engine with a ANSAT recuperative heat exchanger was carried out by means of numerical simulations according to such criteria as the total weight of the engine and fuel required for the flight, the specific fuel consumption of the aircraft for a ton- kilometer of the payload. The results of the optimization are presented in the article. The calculation of engine efficiency indicators was carried out on the basis of modeling the flight cycle of the helicopter, taking into account its aerodynamic characteristics. The developed mathematical model for calculating the mass of a compact heat exchanger, designed to solve optimization problems at the stage of conceptual design of the engine and simulation of the transport helicopter flight cycle is presented. The developed methods and models are implemented in the ASTRA program. It is shown that optimal parameters of the working process of a gas turbine engine with a free turbine and a recuperative heat exchanger depend significantly on the heat exchanger effectiveness. The possibility of increasing the efficiency of the engine due to heat regeneration is also shown.