Методы оценки массы и стоимости ГТД на этапе выбора параметров рабочего процесса

Из уравнения весового баланса ЛА

наглядно видно, что снижение (или повышение при ) может быть получено путём уменьшения . Т.о, суммарная масса СУ и потребного на полёт топлива является тем главным рычагом, с помощью которого СУ влияет на эффективность ЛА. Следовательно, точность методов расчёта величин и и их зависимостей от параметров ГТД играет важную роль при оценке эффективности ЛА и выборе рациональных значений параметров двигателя. Покажем (на рис.6.7.), как образуется минимум функции и соответствующие значения по этому критерию.

Рис.6.7. К образованию минимума целевой функции

Что касается методов расчёта , то нетрудно видеть, что её величина при заданных ТУ на ЛА определяется величиной при . Методики расчёта величин , на сегодня отработаны с достаточной глубиной и, в отличие от всех других характеристик двигателя (прочность, надёжность, масса и т.п.), определяются с наивысшей точностью. Обычно, расхождение между запроектированными и экспериментально измеренными значениями редко превышают 2…3%.

Что касается и , то ситуация здесь сложнее. Разберёмся здесь последовательно. Масса силовой установки связана с массой двигателя следующим соотношением

где коэффициент массы силовой установки

для ТРД и ТРДД;

для ТРДФ и ТРДДФ и верт. ГТД;

для ТВД в случае вычисления массы силовой установки по формуле , где - масса ТВД без редуктора;

- масса редуктора (ее можно оценить ,

где - мощность на выводном валу, кВт;

- частота вращения воздушного винта.

Если неизвестна величина , то тогда );

- масса воздушного винта (, величина =6…7 для современных дюралевых воздушных винтов, =9…9,5 - для мощных двухрядных винтов и винтовентиляторов; =5…6 для перспективных винтовентиляторов); - количество двигателей на ЛА.

Величину на начальной стадии проектирования целесообразно оценивать по параметрическим зависимостям вида

,

которые выражены уравнением единой структуры , (6.1)

где и - максимальные значения параметров газогенераторного контура ГТД при М = 0, Н =0. Остальные величины – это коэффициенты.

- коэффициент увеличения массы ГТД за счет элементов ΙΙ контура;

- коэффициент увеличения массы ГТД при повышении значений проектной температуры . По статическим данным ;

В – константа, характеризующая осредненные показатели технологического уровня каждого типоразмера ГТД;

- коэффициент, характеризующий совершенствования массы двигателя за счет внедрения конструктивно-технологических мероприятий (см.рис.6.8);

- коэффициент, учитывающий влияние ресурса ГТД (для гражданских ГТД , для военных ).

 

Рис.6.8. зависимость коэффициента от года начала серийного производства.

Для учета специфических особенностей конструктивной схемы конкретного типа ГТД единая структура формулы массы ГТД подверглась уточнениям. Так, например, в случае ТВД (ТВВД) следующий вид

.

Выражение имеет вид аналогичный (6.1). Значение коэффициентов и В приведены в таблице 6.1:

6.1 Значения коэффициентов в формуле массы ТВД

Массу вертолетных ГТД со свободной турбиной (ГТД СТ) оценивают также, как массу ГТД турбовинтового двигателя, но с другими значениями коэффициентов В, (см табл.6.2).

6.2 Значения коэффициентов в формуле массы ГТД СТ

В случае ТРДД формула массы имеет вид . Для ТРДДФ , где - масса газогенератора внутреннего контура двигателя без вентилятора и турбины вентилятора;

- расход воздуха на взлетном режиме через внутренний контур, приведенный по параметрам за вентилятором;

- масса вентилятора и обечайки ΙΙ контура;

- масса камеры смешения.

Значения соответствующих коэффициентов В, приведены в таблице 6.3.

6.3. Значения коэффициентов в формуле массы ТРД и ТРДД

В рассмотренных моделях масса ГТД составляется из 1…3 элементов. Соответствующая погрешность такой оценки массы достигает 10…20%. В связи с широким внедрением ЭВМ в последние годы стали внедряться в практику работы ОКБ более трудоёмкие расчёты массы ГТД по 15…40 её составляющим. Этот метод, в отличие от параметрического, называют узловым. Здесь массы компрессора, камеры сгорания, турбин, переходников и других элементов ГТД рассчитываются отдельно, а затем суммируются. Причём, при расчёте, например, массы компрессора может быть применена различная степень детализации (диски, лопатки, статор, валы и т.п.). поузловой метод позволяет повысить точность оценки массы до 5…10%, что может считаться очень хорошим результатом. Известно, что когда конструктор на более поздних стадиях проектирования оценивает массу ГТД по компоновочным чертежам, то и здесь погрешность достигает 5%.

Для расчёта экономических критериев и других требуется знать стоимость проектируемого двигателя. Если на стадии эскизного проектирования можно использовать имеющиеся у экономистов детализированные методики расчёта себестоимости и цены ГТД, то на данном этапе (предэскизное проектирование), когда чертежей двигателя ещё нет, а иногда отсутствует схема проточной его части, возможно использовать только укрупнённые методы оценки экономических показателей двигателя, основанные на обработке статистических данных.

Стоимость жизненного цикла является важнейшим показателем экономического совершенства больших технических систем, к которым, естественно, относятся парки ЛА различного назначения. Силовая установка, наряду с бортовым оборудованием, в значительной степени определяет технико-экономическую эффективность ЛА. Поэтому при прочих равных условиях, чем меньше стоимость жизненного цикла двигателя , тем меньше будет и .

Следует отметить, что двигатели, являясь подсистемой ЛА, наравне с ними уже давно стали самостоятельным товаром на мировом рынке сбыта авиационной техники. Один и тот же двигатель (с незначительными изменениями или настройкой) может устанавливаться на различные ЛА. Длительность создания двигателя превышает соответствующий показатель для планера, затраты на создание современных большеразмерных двигателей исчисляются миллиардами долларов, а их цены достигают $10 млн. Конструктивно-технологические решения, освоенные при создании авиационных двигателей, позволяют создавать высокосовершенные газотурбинные установки различного назначения. Все это говорит о важности авиационного двигателестроения и необходимости снижения затрат на разработку, производство и эксплуатацию, т.е. стоимости жизненного цикла двигателей.

Под стоимостью жизненного цикла двигателя обычно понимается сумма затрат на его разработку , на подготовку производства и собственно производство требуемого количества двигателей (для обеспечения бесперебойной работы известного парка ЛА) , а также на их эксплуатацию : . (6.2)

В выражении (6.2) представляют собой сумму затрат на ремонт S_РЕМ, техническое обслуживание , а также на топливо и масло (ГСМ) :

_. (6.3)

Отметим, что в (6.2) в данной работе не рассматриваются затраты на научно-исследовательские работы (НИР) и научно-технический задел (НТЗ). Финансирование по указанным работам, как правило, осуществляется в рамках отдельных специальных программ. Отнесение этих затрат на конкретную программу создаваемого двигателя некорректно, т.к. эти программы поднимают технологический (в широком смысле) уровень двигателестроения в целом. В также не учитываются затраты на его утилизацию, т.к. авиационные двигатели могут утилизироваться вместе с ЛА, использоваться для наземных ГТУ, для одноразовых БПЛА (например, в качестве мишеней) и в других целях.

Приведенное выражение представляет собой стоимость жизненного цикла парка двигателей , поэтому для оценки удельной величины затрат необходимо суммарные затраты разделить на количество двигателей в парке: . (6.4)

Величину – планируемое потребное количество двигателей – можно принимать в следующих диапазонах.

= 1000…5000 для самолетов местных воздушных линий;

= 1000…3000 для самолетов средней дальности;

= 800…1000 для дальних самолетов;

= 500…1000 для бомбардировщиков;

= 1000…5000 для истребителей, истребителей-бомбардировщиков, штурмовиков;

= 1000…10000 для вертолетов;

= 1000…3000 для пассажирских ЛА с ТВД;

= 1000...5000 для ДПЛА;

= 1000...5000 для БЛА.

Необходимо отметить, что число двигателей , необходимое для обеспечения бесперебойной работы парка ЛА, учитывает не только число двигателей в СУ ЛА, но также отличие (если таковое имеется) в ресурсе планера и двигателя, а также необходимый оборотный фонд двигателей. В настоящее время требования по назначенному (суммарному) ресурсу двигателя и планера практически одинаковы. Но съем двигателя с ЛА из-за отказа по какой-либо причине для проведения капитального (или восстановительного) ремонта не должен прерывать эксплуатацию самолета. Поэтому в суммарном числе выпускаемых двигателей в зависимости от их надежности и межремонтного ресурса учтены от 10% до 20% запасных двигателей.

Выражения для определения составляющих представляют собой статистические зависимости затрат (экономико-математические модели – ЭММ) от ряда параметров двигателя и других факторов, влияющих на величину затрат.

Их расчет ведется в следующей последовательности.

Затраты на разработку двигателя – это материальные и трудовые ресурсы в стоимостном выражении, которые обеспечивают:

· термогазодинамические расчеты и выпуск эскизного и рабочего проектов;

· технологическую проработку и подготовку производства деталей двигателя;

· изготовление, испытание и доводку опытных узлов;

· изготовление, испытание и доводку опытных образцов двигателя до требуемых в техническом задании уровней эксплуатационно-технических характеристик;

· проведение стендовых и/или летных высотных испытаний;

· проведение сертификационных (для двигателей гражданского назначения) или государственных испытаний (для двигателей военного назначения).

В отечественной практике и за рубежом для оценки (прогнозирования) затрат на ОКР ГТД обычно используются укрупненные статистические модели вида

, где х ₁, х ₂,…, х _к – независимые переменные, характеризующие параметры ГТД и условия его разработки;

а ₀, а ₁, а ₂, …, а _к – статистические коэффициенты, отражающие усредненное влияние входящих в модель факторов на затраты ОКР.

Среди параметров ГТД выбирают те, которые отражают его размерность (тяга – Р или расход воздуха - G _в) и совершенство (степень повышения давления – , температура газа – ), а также ряд факторов, характеризующих условия разработки двигателя (конструктивно-технологическую преемственность двигателя, время разработки, кооперацию и т.д.).

С учетом этого, оценка для двигателей ТРД, ТРДД, ТВВД и ТРДДФ проводится по следующей модели

, млн.руб.,(6.5)

где – расход воздуха через внутренний (I) контур двигателя, кг/с;

– суммарная степень повышения давления;

– максимальная температура газа перед турбиной, К;

– степень двухконтурности;

– степень форсирования двигателя;

– коэффициент конструктивно-технологической

преемственности разработки;

– коэффициент, учитывающий наличие управляемого

вектора тяги (УВТ);

– коэффициент, учитывающий наличие реверса тяги;

Для бесфорсажных ТРД, ТРДД и ТВВД =1

Для одноконтурных ТРД и ТРДФ = 0

Оценка для двигателей ТВД и ГТД СТ проводится по следующей модели

, млн. руб. (6.6) где – взлетный расход воздуха

В таблице 1.3 приведены статистические коэффициенты для этих моделей оценки затрат на ОКР.

Величина коэффициента конструкторско-технологической преемственности () выбирается и обосновывается, исходя из конструкторских проработок по двигателю (см. табл. 6.4).

6.3. Значения статических коэффициентов для оценки двигателей прямой реакции

Таблица 6.3

	a 0	a 1	a 2	a 3	a 4	a 5	a 6
(6.6)		0,68	0,25	1,25	0,6	0,3	0,65	Да – 1,2 Нет – 1	Да – 1,1 Нет – 1
(6.7)		0,6	0,72	0,65	-	-	-	-	-

6.4. Значения коэффициента ,%

Таблица 6.4

Характеристика преемственности	Kкт
Несущественные изменения в конструкции деталей двигателя
Несущественные изменения в конструкции узлов двигателя
Существенные изменения в конструкции двигателя
Принципиально новая конструкция двигателя для данного ОКБ
Принципиально новая конструкция двигателя для отечественной практики
Принципиально новая конструкция двигателя для мировой практики	5,0

Затраты S _ПП на подготовку серийного пройзводства

Имеется определенная взаимосвязь между подготовкой серийного производства и соответственно затратами на нее и себестоимостью изготовления двигателя. Если к началу серийного производства известен суммарный объем заказа (для внутреннего заказчика и возможного экспорта), то проводится технико-экономическое обоснование объемов подготовки производства. При этом сопоставляются экономия от снижения себестоимости производства изделия с величиной необходимых затрат на изготовление комплектов специальной оснастки и приспособлений, закупку более производительного оборудования, на проведение оргтехмероприятий в производстве. В случае, когда масштабы производства определены с невысокой достоверностью, то проводится минимально необходимая подготовка производства, обеспечивающая технологический цикл изготовления двигателя. По мере возникновения дополнительной потребности в изделии и необходимости увеличения темпов его выпуска, для сокращения цикла изготовления и снижения трудоемкости производства вкладывают дополнительные средства в оснащение производства. При прогнозе затрат, когда нет точных сведений о производителе двигателя и возможной кооперации при его изготовлении, затраты на подготовку производства приближенно оцениваются в размере 20% от стоимости разработки, т.е. , млн. руб. (6.7)

Затраты S _ПР на серийное производство

Уровень (величина) себестоимости серийного производства и, следовательно, цены двигателя зависят, в основном, от его размерности, применяемых материалов, технологии изготовления и организации производства.

Модель цены при серийно освоенном производстве ТРД, ТРДД, ТВВД и ТРДДФ имеет вид:

,млн.руб. (6.8)

Модель цены при серийно освоенном производстве ТВД и ГТДСТ , млн.руб. (6.9)

В таблице 6.5 приведены статистические коэффициенты для моделей цены двигателей.

Таблица 6.5.

	a 0	a 1	a 2	a 3	a 4	a 5
(1.30)	0,122	0,85	0,43	1,25	0,4	0,28	Да – 1,2 Нет – 1	Да – 1,1 Нет – 1
(1.31)	0,52	0,79	0,44	–	–		–	–

Для получения суммарных затрат на производство S _ПР партии двигателей Z _ДВ необходимо полученное соответствующее значение цены двигателя (Ц_ДВ) умножить на предполагаемый суммарный выпуск двигателей, скорректированный в соответствии с "кривой освоения". "Кривая освоения" показывает темп снижения себестоимости производства в зависимости от масштабов выпуска. Модель для определения S _ПР имеет вид: , млн. руб. (6.10)

При этом Ц _ДВ определяется по формуле (6.9) или (6.10) в зависимости от типа двигателя.

Затраты S _ЭКСП на эксплуатацию

С учетом того, что средняя цена ремонта двигателя составляет ~ 35% от его цены в производстве, затраты на ремонт парка двигателей S _РЕМ можно определить следующим образом: , млн.руб. (6.11)

,ч, (6.12) где и – соответственно межремонтный и назначенный (суммарный) ресурс двигателя, ч;

К_об – коэффициент оборотного фонда;

– средняя наработка на съем двигателя по всем (конструктивно-производственным и эксплуатационным) причинам (с учетом плановых съемов по выработке межремонтного ресурса t_М), ч;

Т _ДСД – средняя наработка на досрочный съем двигателя (по причине случайных отказов), ч.

Диапазон значений , , , .

Для ГТД гражданских дальних и средних самолетов (включая грузовые этого класса) можно принимать ч; ;

для ГТД ближних магистральных самолетов ч; ;

для гражданских вертолетных ГТД и двигателей для самолетов местных воздушных линий ч; ;

для вертолетных ГТД военного назначения ч; ;

для ГТД истребителей, истребителей-бомбардировщиков и штормовиков ч; ;

для малоразмерных ГТД для дистанционно-пилотируемых и беспилотных ЛА (обычно для таких ГТД расходы на ремонт ) = 50...100 ч.

Затраты на техническое обслуживание для всех типов двигателей определяются из следующего соотношения: = 0,01 , млн.руб. (6.13)

Затраты на топливо и ГСМ () могут быть укрупнено рассчитаны следующим образом: , млн. руб. (6.15) где - среднечасовой расход топлива, кг/ч;

- цена топлива с учетом ГСМ, руб./кг.

Рекомендуемое значение = 14…30 руб./кг.

6.4. Оптимизация параметров рабочего процесса авиационных ГТД в условиях неполной определённости проектных данных

В сложившейся практике проектирования ГТД принято оптимизацию его параметров выполнять последовательно: вначале идёт оптимизация и выбор значений параметров рабочего процесса (самый верхний уровень проектирования), затем разрабатывается оптимальная проточная часть, на этой основе проектируются оптимальные варианты компрессора и турбины и т.д. Таким образом, выбор параметров рабочего процесса СУ влияет на всю систему исходных данных для проектирования как ЛА, так и основных элементов самого двигателя. Поэтому отыскание таких значений параметров рабочего процесса, которые бы сохраняли свою оптимальность при изменении в процессе доводки значении КПД лопаточных машин и массы компрессора, турбины и других узлов, является одним из необходимых условий достоверной оптимизации системы ЛА в целом. С другой стороны, установлено, что задаче оптимизации параметров авиационных ГТД, как и задачам проектирования вообще, присуща неопределённость, которую обуславливают:

· многокритериальность оценки эффективности ЛА и многорежимность в эксплуатации;

· недостаточная определённость значений многих исходных проектных данных;

· предпосылки, допущения, погрешности и ограничения методик расчёта и технических требований;

· существование неучтённых или неформализованных факторов.

В силу этого задача оптимизации параметров ГТД с математической точки зрения носит векторный (многовекторный) характер.

6.5. Учёт неопределённости условий оптимизации

При оптимизации параметров авиационных ГТД имеют место два основных вида неопределённости: неопределённость цели (многокритериальность) и неопределённость исходных данных. В связи с этим, при технико-экономическом анализе задачи выбора рациональных параметров ГТД, применяют различные подходы. Это связано с тем, что в отличие от задач скалярной оптимизации, имеющей единственный принцип оптимальности

,

в задачах векторной оптимизации возможно использовать несколько принципов оптимальности, каждый из которых может приводить к выбору разных оптимальных решений.

Решение большинства задач векторной оптимизации обычно начинают с определения области компромиссов. Что это такое? Это то подмножество возможных решений, в котором каждое из них не может быть улучшено без ухудшения уровня хотя бы одного из локальных критериев. Путём определения области компромиссов осуществляется первый шаг в сужении области поиска оптимальных решений, что способствует более объективному выбору окончательного решения.

Следует отметить, что отыскание области компромиссов является единственно строго научно обоснованным и объективным путём решения задач векторной оптимизации. Внутри же области компромиссов выбор оптимальных решений осуществляется либо на основе определённого принципа оптимальности (решающего правила), либо исходя из неформализуемых соображений. При векторной оптимизации широко используют такие решающие правила, как, например, принцип минимакса, принцип справедливой уступки, выделения главного критерия и т.д.

Точное определение границ области компромиссов часто бывает связано со значительными вычислительными трудностями. Поэтому при решении задач векторной оптимизации получили распространение приближённые методы. Их применение оправдывается тем, что определение области компромиссов обычно не является конечной целью оптимизации, во многих задачах этот этап используют только для сужения области возможных решений. Поэтому точно знать границы этой области не всегда обязательно.

Однако очевидно, что в тех случаях, когда вычислительные трудности преодолимы, а ожидаемые размеры области невелики, наиболее рациональным путём является всё же определение истинных (а не приближённых) границ такой области.

При оптимизации параметров авиационного ГТД с учётом многовекторного характера задачи область компромиссов можно определить, как результат пересечения подмножеств параметров рациональных по разным критериям.