«Транспортная неделя 2011» ноября 2011г. Разносчиков В.В. отдел «Двигатели и химмотология» Оценка эффективности применения альтернативных топлив на транспортных самолетах

НЕФТЯНЫЕ И АЛЬТЕРНАТИВНЫЕ АВИАЦИОННЫЕ ТОПЛИВА Криогенные и сконденсированные газовые топлива Смеси из этана, пропана, бутана, пентана и гексана Криогенные топлива - Пропан - Метан - Водород Авиационные сконденсированные топлива (АСКТ) Сегодня нефтяное топливо Завтра Синтетические топлива из угля, газа и биомассы 2

ПРЕИМУЩЕСТВА ПЕРЕВОДА АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ НА ГАЗОВЫЕ ТОПЛИВА Подъемная сила без охлаждения Подъемная сила с охлаждением охлаждение Снижение удельных расходов топлива на 15% (СПГ), на 5- 7% ( АСКТ) за счет более высокой теплоты сгорания Повышение ресурса горячей части ГТД на 10-20% за счет понижения температуры воздуха в системе охлаждения турбин Повышение работы цикла ГТД на 5-15% за счет использования хладоресурса в ТВТ и ТГТ и работоспособности топлива. Повышение аэродинамического качества самолета на 2-5% за счет хладоресурса топлива Уменьшение вредных выбросов при сгорании и при хранении Уменьшение стоимости одного летного часа в 3-4 раза за счет меньшего расхода и меньшей цены топлива Повышение конкурентоспособности авиатехники на мировом рынке 3

МЕТОДОЛОГИЯ СИСТЕМНО-ХИММОТОЛОГИЧЕСКОГО АНАЛИЗА ИМИТАЦИОННАЯ МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ТОПЛИВО СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ Формирование оптимальных параметров силовой установки и летательного аппарата с учетом новых возможностей и условий работы топлива; Формирование параметров и согласование работы элементов топливной системы и силовой установки на новых топливах Разработка оптимальных соотношений компонентов новых топлив; Определение уровня эксплуатационных свойств новых топлив. ЭКСПЛУАТАЦИЯ 4

МНОГОДИСЦИПЛИНАРНОСТЬ СИСТЕМЫ ЛА-СУ-Т Термогазодинамический и габаритно-массовый расчет силовой установки Расчет аэродинамических характеристик самолета (ракеты) Расчет параметров динамики полета Объемно массовый расчет самолета (ракеты) Расчет теплофизических свойств топлив, спецжидкостей и масел Теплогидравлический и прочностной расчет топливной системы Расчет эмиссии вредных веществ и шума Расчет стоимости жизненного цикла системы 5

Экология Топливная эффективность Экономика Летно-технические характеристики Экология Топливная эффективность Экономика Летно-технические характеристики Формирование двигателя Задание параметров самолета, двигателя и топлива Формирование самолета Эффективные ВСХ и ДХ Расчет аэродинамики Многодисциплинарные критерии Оптимизатор Парето-оптимальные решения ОЦЕНКА ЭФФЕКТИВНОСТИ СИСТЕМЫ ЛА-СУ-Т 6

БАЗОВЫЕ МАТЕМАТИЧЕСКИЕ МОДЕЛИ СИСТЕМЫ «ТОПЛИВО - СИЛОВАЯ УСТАНОВКА - ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ» Геометрические и объемно-массовые характеристики Силовая установка Аэродинамика и Интеграция ЛА и СУ Состояние топлива в полете и на стоянках Стоимость жизненного цикла Критерии оценки эффективности Дальность полета Взлетная масса Масса полезной нагрузки Транспортная (пассажирская) эффективность Экология и т.п. ММ аэродинамики ММ динамики полета ММ объемно-массовой компоновки ММ аэродинамического нагрева ММ топлива ММ топливной системы ММ геометрической и объемно-массовой компоновки ММ жизненного цикла системы ММ силовой установки и т.п. Топливо Динамика полета 7

ТОПЛИВО Энтальпия Плотность Энтропия Энтальпия образования Давление насыщенных паров Диффузия Теплопроводность Теплота парообразования Теплоемкость Критические свойства Теплота плавления Поверхностное натяжение Расчет равновесий и свойств смесей Теплота сублимации ММ ТОПЛИВ Плотность ММ топливной системы ЛА ММ стоимости жизненного цикла системы ММ элементов двигателя использующих топливо ММ определения эмиссии вредных веществ Используется в … Вязкость... Работоспособность Термоокислительная стабильность Хладоресурс 8

ММ ТОПЛИВА 9

МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ СУ ММ ОК ММ ГТ (АТ) ММ СВУ ММ рабочего тела СУ ММ компрессора ММ процесса горения в КС ММ топлива ММ теплообменника ММ топливо-нагнет. агрегата ММ авт. и газовых турбин ММ камеры смешения Служебные модули ММ СУ ММ КС ММ ВыхУ ММ ТНА ММ ТС ММ ТО 10

МАТЕМАТИЧЕСКИЕ МОДЕЛИ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ 11

ВЕРИФИКАЦИЯ МАТЕМАТИЧЕСКИХ МОДЕЛЕЙ ЛА-СУ-Т Аэродинамические характеристики Ил-76М и несовершенство ММ динамики полета погрешность ±4% Характеристики двигателя Д-30КП-2 погрешность ±1% Теплопроводность пентана Абсолютная погрешность по количеству топлива, затраченного на полет. Реальный полет Ил-76. Погрешность расчета по КММ от заявленных дальностей полета в руководстве по летной эксплуатации ± 2..3% +2% +1% -3%-3% Погрешность ±2% 12

ИМИТАЦИОННАЯ МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ «АВИАЦИОННЫЙ ХИММОТОЛОГИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ» 13

ИМИТАЦИОННАЯ МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ «АВИАЦИОННЫЙ ХИММОТОЛОГИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ» 14

ИМИТАЦИОННАЯ МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ «АВИАЦИОННЫЙ ХИММОТОЛОГИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ» 15

ИМИТАЦИОННАЯ МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ «АВИАЦИОННЫЙ ХИММОТОЛОГИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ» 16

ИМИТАЦИОННАЯ МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ «АВИАЦИОННЫЙ ХИММОТОЛОГИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ» 17

ИМИТАЦИОННАЯ МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ «АВИАЦИОННЫЙ ХИММОТОЛОГИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ» 18

ДОЗВУКОВЫЕ ТРАНСПОРТНЫЕ (Т) и ПАССАЖИРСКИЕ (П) САМОЛЕТЫ НазначениеАналогВнешний вид Ближне- магистраль ный (Т БМС) Ан-74Т Д-36-4А Средне- магистраль ный (Т СМС) Ил-76ТД Д-30-КП-2 Тяжелый дальне- магистраль ный (Т ТДМС) Ан-124 «Руслан» Д-18Т Сверхтяжел ый дальне- магистраль ный (Т СТДМС) Ан-225 «Мрия» Д-18Т МОДЕРНИЗАЦИЯ АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ (СПГ) НазначениеАналогВнешний вид аналога Ближне- магис- тральный (П БМС) Ту-334 Д-436- Т1 Средне- магист- ральный (П БСМС) Ту-204 ПС-90А Дальне- магист- ральный (П ДМС) Ил ПС-90А 19

РЕЗУЛЬТАТЫ удельный расход топлива уменьшается на 5%; выбросы СО 2 за полет уменьшаются на 8%; стоимость одного летного часа уменьшится на 15%. Топливная система на АСКТ Блок форсунок в камере сгорания и топливная автоматика КеросинАСКТ 20

ПРЕДПОЛАГАЕМЫЕ ИЗМЕНЕНИЯ КОНСТРУКЦИИ В ПРОЦЕССЕ МОДЕРНИЗАЦИИ ЛА И СУ ПОД СПГ Керосин СПГ Топливная автоматика удельный расход топлива уменьшается на 15%; выбросы СО 2 за полет уменьшаются на 15%; стоимость одного летного часа уменьшится на 30%; дальность полета и пассажирская эффективность не изменяются. Для существенного улучшения характеристик требуется проведение оптимизационного исследования. Теплообменник газификатор Блок форсунок в камере сгорания 21

ПОСТАНОВКА ОПТИМИЗАЦИОННОЙ ЗАДАЧИ Основные требования m ПН = 20 т; L = 4000 км; М Н = 0,7; Топливо: – керосин; – криогенные и газовые топлива. ТРДДсм Программа и профиль полета Оптимизатор. Метод МНСО Имитационная математическая модель Схема взаимодействия КММ и Оптимизатора Критерии оптимизации Ограничивающие параметры Критерий: Минимизация взлетной массы Варьируемые переменные: удельная нагрузка на крыло G/S кр ; стреловидность по передней кромке концевой части крыла кр ; удлинение топливного бака тб; удлинение центральной части фюзеляжа цчф; отношение площади миделя фюзеляжа к площади крыла Sмф/Sкр; взлетная тяговооруженность m 0 ; суммарная степень повышения давления в компрессоре p * кS ; температура газа перед турбиной Т * г ; приведенная скорость на выходе из второго контура II ; степень двухконтурности m; н-СН 4, нC 2 H 6, C 3 H 8, н-C 4 H 10, изо-C 4 H 10, н-C 5 H 12, изо-C 5 H 12, нео-C 5 H 12, н-C 6 H 14, изо-С 6 H 14, н-C 7 H 16 Ограничивающие параметры: длина отсека полезной нагрузки L опн ; ширина отсека полезной нагрузки B опн ; высота отсека полезной нагрузки H опн. Вектор варьируемых переменных 22

Т=288,15 К Р=0,1 МПа Керосин Т=288,15 К Р=0,1 МПа н-Пентан - 0,582 н-Гексан - 0,051 изо-Гексан - 0,186 н-Гептан - 0,180 Т=110,0 К Р=0,1 МПа Метан Т=230,0 К Р=0,1 МПа Пропан - 0,130 н-Бутан - 0,296 изо-Бутан - 0,574 Т=180,0 К Р=0,1 МПа Этан - 0,257 Пропан - 0,743 Т=250,0 К Р=0,1 МПа н-Бутан РЕЗУЛЬТАТЫ (КРИТЕРИЙ ОПТИМИЗАЦИИ) Взлетная масса, т 23

Т=288,15 К Р=0,1 МПа Керосин Т=288,15 К Р=0,1 МПа н-Пентан - 0,582 н-Гексан - 0,051 изо-Гексан - 0,186 н-Гептан - 0,180 Т=110,0 К Р=0,1 МПа Метан Т=230,0 К Р=0,1 МПа Пропан - 0,130 н-Бутан - 0,296 изо-Бутан - 0,574 Т=180,0 К Р=0,1 МПа Этан - 0,257 Пропан - 0,743 Т=250,0 К Р=0,1 МПа н-Бутан РЕЗУЛЬТАТЫ ИССЛЕДОВАНИЙ Выбросы СО 2 за полет, т 24

ПОСТАНОВКА ОПТИМИЗАЦИОННОЙ ЗАДАЧИ m ПН = 20 т; L = 4000 км; М Н = 0,7. Топливо АСКТ Критерий: Минимизация взлетной массы Варьируемые переменные: удельная нагрузка на крыло G/S кр ; стреловидность по передней кромке концевой части крыла кр ; удлинение топливного бака тб; удлинение центральной части фюзеляжа цчф; отношение площади миделя фюзеляжа к площади крыла Sмф/Sкр; взлетная тяговооруженность m 0 ; суммарная степень повышения давления в компрессоре p * кS ; температура газа перед турбиной Т * г ; приведенная скорость на выходе из второго контура II ; степень двухконтурности m; н-СН 4, нC 2 H 6, C 3 H 8, н-C 4 H 10, изо-C 4 H 10, н-C 5 H 12, изо-C 5 H 12, нео-C 5 H 12, н-C 6 H 14, изо-С 6 H 14, н-C 7 H 16 Ограничивающие параметры: длина отсека полезной нагрузки L опн ; ширина отсека полезной нагрузки B опн ; высота отсека полезной нагрузки H опн. Основные технические требования m ПН = 40 т; L = 5000 км; М Н = 0,6. Топливо АСКТ m ПН = 120 т; L = 5000 км; М Н = 0,6. Топливо АСКТ Программа полета 25

Определен оптимальный долевой состав газовых топлив для легких, средних и тяжелых транспортных самолетов: M пн = 20т L п = 4000км M пн = 40т L п = 5000км M пн = 120т L п = 5000км н-С 5 Н 12 = 0,58; н-С 6 Н 14 = 0,04; изо-С 6 Н 14 = 0,19; н-С 7 Н 16 = 0,19 РЕЗУЛЬТАТЫ 26

ПРЕДЕЛЬНЫЕ ВОЗМОЖНОСТИ ИЛ-76ТД НА АЛЬТЕРНАТИВНЫХ ТОПЛИВАХ 27

ПРЕДЕЛЬНЫЕ ВОЗМОЖНОСТИ ИЛ-76ТД НА АЛЬТЕРНАТИВНЫХ ТОПЛИВАХ Зависимость взлетной массы от дальности полета 28

ПРЕДЕЛЬНЫЕ ВОЗМОЖНОСТИ ИЛ-76ТД НА АЛЬТЕРНАТИВНЫХ ТОПЛИВАХ Зависимость полезной нагрузки от дальности полета 29

ПРЕДЕЛЬНЫЕ ВОЗМОЖНОСТИ ИЛ-76ТД НА АЛЬТЕРНАТИВНЫХ ТОПЛИВАХ Зависимость массы топлива от дальности полета 30

ПРЕДЕЛЬНЫЕ ВОЗМОЖНОСТИ ИЛ-76ТД НА АЛЬТЕРНАТИВНЫХ ТОПЛИВАХ Зависимость эмиссии СО 2 от дальности полета 31

ПРЕДЕЛЬНЫЕ ВОЗМОЖНОСТИ ИЛ-76ТД НА АЛЬТЕРНАТИВНЫХ ТОПЛИВАХ Зависимость топливной эффективности от дальности полета 32

33 На основе разработанной концепции авиационно- химмотологического анализа системы, ЛА-СУ-Т, базирующейся на известных алгоритмах и верифицированных математических моделях ЛА, СУ, Топлива и методе непрямой оптимизации на основе самоорганизации выполнена оценка эффективности и определен оптимальный состав газовых топлив для дозвуковых ЛА; В случае модернизации существующей авиатехники под новое газовое топливо выбросы СО 2 за полет на АСКТ и СПГ уменьшаются соответственно на 8 и 20%. ВЫВОДЫ