РУС Метод алгоритмических номографов на основе квадрантов (перевод)
advertisement
Метод алгоритмических номографов на основе квадрантов для предварительного проектирования гибридных или электрических самолётов Номенклатура a,b = произвольные значения показателя степени AUM = полная поднимаемая (?) масса, кг EF = электрический [канальный] вентилятор, или, в общем случае, пропеллеры с электрическим приводом, или роторы PPS = двигательная и энергетическая система EPPS = электрифицированная двигательная и энергетическая система ESAR = удельная энергия воздушного потока (то, сколько энергии потребляется в полете/воздухе), нм/кВтч g = ускорение под действием силы тяжести, м/с2 GSE = гравиметрическая удельная энергия, Втч/кг GT = ГТД, или, в общем случае, представляет собой любой тип теплового двигателя HEPPS = гибридно-электрическая двигательная и энергетическая система H = степень гибридизации k1 = коэффициент пропорциональности, представляет массу (пустую, ненагруженную), заявленную производителем для ЛА k2 = коэффициент пропорциональности, представляющий комбинированную полезную нагрузку, допуск на внутренние помещения и эксплуатационную массу ЛА L/D = отношение подъёмной силы к лобовому сопротивлению LH2 = жидкий водород m = масса, кг MEW = вес пустого ЛА, указанный производителем, кг MTOW = максимальная взлётная масса/масса снаряженного ЛА, кг PAX = пассажиры PGTA = проектируемый самолет «труба=крыло» (?) только на ГТД PGT070 = PGTA на 70 чел R = дальность или длина этапа полёта, (морская миля - это единица длины, используемая в воздушной, морской и космической навигации, а также для определения территориальных вод.[2][3] Исторически она определялась как длина дуги меридиана, соответствующая одной минуте (60/1 градуса) широты. Сегодня международная морская миля определяется как ровно 1,852 метра (6,076 футов; 1,151 миль). Производная единица скорости - узел, одна морская миля в час). ti = общее время, прошедшее с нуля на этапе i полёта TEPPS = Турбоэлектрический двигатель и энергетическая система x,y = произвольная независимая переменная z = произвольная зависимая переменная дельта изменение данной переменной Ф ϕ Θ гравиметрическая удельная энергия, Вт*ч/кг η эффективность комбинированной двигательной установки ϖ мощности ◁ Индексы AU = Общее поднимаемое (?) (масса) BENR = общая энергия блока (корпуса, борта, всего ЛА; далее то же) BLF = блок топлива BLK = блоковая операция, включает в себя: запуск, выруливание (где применимо), взлет, начальный набор высоты, трехфазный этап полёта (набор высоты по маршруту/круиз/спуск), заход на посадку, выруливание (где применимо) - весь процесс полёта по стадиям E = хранимая, запасенная энергия EL = электрический источник MEc = преобразование механической энергии в электрическую o = представляет эталонное/исходное условие или значение P = мощность PAY = полезная нагрузка REF = эталонный источник энергии, обычно керосин. sec = вторичный источник энергии, пусть электрический; варианты электрохимический, химический и электрический SUP = подаваемое (?) TO = Взлет TOT = суммарный Use = полезный I. Введение С международной точки зрения можно сравнить и противопоставить цели по выбросам и внешнему шуму, установленные для будущих гражданских самолётов, изучив такие публикации, как Flightpath 2050 Европейской комиссии (ЕК) [1] и associated Strategic Research and Innovation Agenda (SRIA) [2], Национальную программу США по аэронавтике и исследованию космического пространства, Стратегический план реализации аэронавтики Администрации (НАСА) [3-6], цели, поддерживаемые Международной воздушной Транспортной ассоциации (IATA) [7] через Группу действий по воздушному транспорту (ATAG) [8] и Международную Организация гражданской авиации (ИКАО) [9]. В любых программных документах, связанных с авиацией, заложены физически противоречивые цели (уменьшение шума, но сокращение выбросов) Независимо от повестки дня или правительственного учреждения, о котором идёт речь, вывод можно сделать такой: все эти цели требуют значительного сокращения выбросов углекислого газа CO2 (по сравнению с современными двигательными установками на основе углеводородов), выбросов оксидов азота NOx, а также уменьшения внешнего шума в промежуточной и долгосрочной перспективе. Все больше появляется свидетельств того, что из-за эволюционного развития современных технологий, которое сочетало в себе улучшения планера (его АДХ, конструкций и несущих систем), а также силовой установки и мощности системы (PPS), цель на 2035 год, заявленная в [2], не будет достигнута, но что-то около 32% по сравнению с данными 2000 года в целом выполнимо [10-12] (художественный перевод). Даже с учётом агрессивной стратегии развития инновационных PPS на основе сжигания топлива необходимо повышение эффективности более чем на 28% для достижения целевых показателей по сокращению выбросов CO2 к 2035 году [2,4,5]. Можно сделать вывод о том, что именно EPPS могут быть подходящим решением означенных задач, и для достижения сверхнизких уровней выбросов в полете в гибридности энергии представляется необходимым стремиться к гораздо более высокой доле электрификации. В качестве явного признания EPPS как средства, имеющего ценность, США опубликовали исследование NASA Aeronautics Research Mission Directorate Strategic Thrust (ARMD ST) 4: переход на низкоуглеродистую двигательную установку [6]. Стратегия предусматривает: - разработку интегрированных электрических компонентов и технологий, способствующих созданию электрических машин с повышенной удельной мощностью по отношению к их весу (что даёт совместимость с общим полётным весом); - внедрение сверхпроводящих технологий; - внедрение усовершенствованных батарей и топливных элементов; - внедрение силовой электроники (область электроники, связанная с преобразованием электрической энергии, управлением ей или её переключением без управления (включением и отключением)), устройств защиты от неисправностей и других вспомогательных средств, таких как средства управления полётом. Национальные академии наук, инженерии и медицины (1993 год, в Штатах) разработали программу по сокращению выбросов CO2 от коммерческой авиации [13]. В докладе основное внимание уделяется двигательным и энергетическим технологиям в снижении выбросов углекислого газа коммерческой авиацией, включая однопроходные и двухпроходные воздушные суда, перевозящие 100 или более пассажиров. Рекомендуемые высокоприоритетные исследовательские инициативы, которые могут быть введены в эксплуатацию в 2025-2050 годах заявлены так: - Достижения в области интеграции авиационных двигателей (видимо, новых и усовершенствованных); - Усовершенствования GT; - Разработка TEPPS; - Достижения в области устойчивых альтернативных видов топлива для реактивных двигателей. Авторы отчёта пришли к выводу, что турбоэлектрические системы являются единственным подходом к разработке EPPS для большого пассажирского самолёта, который может быть реально создан к 2050 году. В сочетании с другими технологиями в отчёте говорится, что TEPPS потенциально могут снизить расход топлива на 20% и более по сравнению с самолётами, находящимися в эксплуатации сегодня. Хотя термин “гибридный/электрический” широко используется для обозначения всех решений в схемах EPPS, при попытке провести различие между системными (architectural) подходами требуется некоторая ясность. В соответствии с соглашением, приведённым в [13], EPPS можно в широком смысле разделить на три области: гибридно-электрические, турбоэлектрические и полностью электрические. Почерпнутый из [13] рис. 1 схематично показывает шесть возможных архитектур\систем, возникающих из этих трёх областей. По сути, гибридно-электрические PPS (HEPPS) используют тепловые двигатели в сочетании с батареями. Батареи можно либо заменить во время обратного полёта самолёта, либо подзарядить на земле и/или в полете с помощью генераторов, подключённых к тепловому двигателю, и/или с помощью какой-либо формы рекуперации\возобновления энергии. Читателю подчёркивается, что помимо электрохимических (гальванические элементы питания, такие как батареи), другие варианты хранения электрической энергии включают химические (топливные элементы, использовано слово grove) и электрические (конденсаторы). Архитектуры HEPPS могут быть дополнительно определены в соответствии со стратегиями, вытекающими из последовательных и параллельных комбинаторных схем. Различия связаны с характером узла питания между компонентами системы: в последовательном гибридном устройстве узел является электрическим, тогда как в параллельном гибридном устройстве он является механическим. Полностью EPPS считается вершиной развития гибридной электротехники в том смысле, что перезаряжаемые/сменные батареи обеспечивают полный набор движущей и не движущей энергии, нужной для всех режимов эксплуатации воздушного судна. Напротив, турбоэлектрические архитектуры предполагают использование электрических генераторов. В архитектуре Full-TEPPS используются тепловые двигатели в качестве средства обеспечения исключительно электрической энергией вентиляторов, пропеллеров или роторов через электродвигатель. Подмножество, называемое Partial-TEPPS, распределяет некоторую долю движущей силы транспортного средства на тепловой двигатель (двигатели). Рис. 1 Архитектура электрического движителя [13]. Рисунок 2 воспроизводит информацию, представленную в [14]; можно оценить объем исследований концептуального дизайна, опубликованных до сих пор, с международной точки зрения. Это (что выделено на рис. 2) отображает информацию с использованием так называемой диаграммы “луковичных кривых” [15], расширенной для включения визуализации связанных концептуальных морфологий самолёта. Читатель может обратиться к разделу II для получения полного объяснения значения безразмерных параметрических величин, представленных на диаграмме луковых кривых. ссылки, соответствующие аннотациям: A[16], B[17,18], C[16], D[19], E[20-22], F[23], G[17,18], H[11], I[24], J[25], K[26], L[27], M[28], N[29], O[30], P[31], Q[32], R[33], S[34], T[35] Рис. 2 Международные исследования, связанные с гибридными/электрическими летательными аппаратами [14]. Для того, чтобы понять, какое влияние любой тип стратегии интеграции (связанный с двигательной установкой и/или аэродинамикой планера, и/или конструкциями и/или иными системами), окажет на результат на уровень итогового продукта (самолёта), на этапе предварительного проектирования необходимо использовать упрощённый, но достаточно универсальный алгоритм определения величин (sizing algorithm), что требует быстрой смены методов. Одним из подходов является проверка так называемой алгоритмической системы номографов, основанной на квадрантах (“квадномы”). Хотя основа квадномов носит аналитический характер, автор рекомендует графический подход для обеспечения максимальной прозрачности для дизайнера/аналитика. Метод квадномов считаются целесообразным методом, который указывает, какая комбинация значений для выбранного массива проектных переменных макроуровня и параметрических функций необходима для достижения заданного результата по снижению расхода топлива (или выбросов) в блоке. Любые подобные представления не зависят от типа воздушного судна, размера воздушного судна, особенностей и длительности полёта, таким образом, могут быть истолкованы как универсально применимые к большинству комплексных проблем с эксплуатационными характеристиками авиационных транспортных средств. ii. Алгебраические идентификаторы и показатели полезности Степень гибридизации, используемая в современных силовых установках на электрической основе, не может быть надлежащим образом представлена одним параметрическим идентификатором. Как утверждается в [15,36], для полного учёта параметров любого обобщённого EPPS требуются два идентификатора, учитывающих как альтернативную энергию [источник], так и энергию всего EPPS: одно соотношение, сравнивающее каждую из максимальных установленных (или полезных) мощностей (HP); и второе соотношение, сравнивающее объем хранимой энергии (HE): (1) Для любого EPPS PEL представляет максимальную установленную (опять же, тут наверняка больше подходят термины «хранимую» или «запасённую») (или полезную) электрическую мощность, а PTOT общую установленную (или полезную) мощность EPPS (основная СУ + тепловой двигатель), EEL - общую запасённую электрическую энергию и ETOT - общую запасённую энергию всего EPPS (например, электричество + керосин в своём первоначальном виде). Чтобы выяснить, почему необходим такой двойной набор параметрических идентификаторов, рассмотрим угловые точки ограниченного пространства проектирования систем гибридной/электрической тяги: Обычная (например, на основе керосина) СУ с тепловым двигателем - здесь HP = 0 и HE = 0; или, Полностью TEPPS, где только электрическая мощность подаётся на СУ, но накопление энергии осуществляется исключительно на основе керосина – здесь HP = 1 и HE = 0; или, Полностью EPPS, где накопление энергии осуществляется только с помощью батарей (или топливных элементов/конденсаторов) здесь HP = 1 и HE = 1. Читатель должен помнить о терминологии, подразумеваемой автором, когда речь идёт о мощности: “установленная” означает подаваемую мощность (которую обеспечивает батарея, топливный элемент, конденсаторы или керосиновое топливо) с поправкой на эффективность преобразования энергии; а “полезная” - это установленная мощность, дополнительно скорректированная на эффективность передачи и тяги (то есть установленная - эксергия в чистом виде, а полезная - эксергия плюс учёт КПД передач. Кроме того, соглашение, принятое для HE в этой технической статье, относится к общей энергии блока (HE,BLK) ЛА, т.е. отношение общей электрической энергии, используемой для всех фаз работы блока, нормируется по общей энергии, включающей топливо блока и электрическую энергию, используемую для всех фаз работы блока. A. Основные параметрические идентификаторы Как резюмировано в [11], алгебраическая основа для количественной оценки HP и HE была создана в [15] с использованием специальных безразмерных параметрических величин: отношения подаваемой мощности и коэффициента активации. Коэффициент подаваемой мощности, Φ, определяется как отношение общей мощности, подаваемой (дословно) от электрического источника (PSUP,EL, батарея или топливный элемент, конденсатор или генератор) к общей мощности, подаваемой от всех источников (PSUP,TOT), будь то химические, электрохимические или электрические источники. Это выражается аналитически как (2) Коэффициент активации, ϕ, представляет собой сравнение средневзвешенных по времени значений нормализованных настроек параметров управления мощностью (ϖ, варьируется от нуля до единицы) между всеми электрическими машинами, обеспечивающими полезную (движущую) мощность, получаемую от устройств вторичной энергии и комбинированной СУ (например, GT и EF). Как показано в уравнении (3), это равно первообразной (если на (3) посмотреть) времени активации, t, и ϖ(t) EF, делённому на сумму (интегральную от ϖ) каждого типа двигательной установки (GT и EF). Все времена активации и соответствующие нормализованные настройки мощности управления могут охватывать блоки и\или сегменты изменения степени загрузки таковых (не очень понятное предложение, вольный перевод), как показано на примере профиля мощности по времени, показанной на фиг. 3. Читатель должен отметить, что EF в качестве альтернативы может представлять собой пропеллеры или роторы с приводом от электродвигателя; – здесь EF используется только в иллюстративных целях. Рис. 3 Профили мощности универсальной гибридно-электрической СУ, охватывающей блоковые и резервные фазы работы в чрезвычайных ситуациях [23] Алгебраически ϕ определяется количественно как (3) Параметр ϕ варьируется между 0 (обозначает использование источника энергии только на основе GT) и 1 (обозначает использование источника энергии только на основе EF). Кроме того, следует признать, что ϕ напрямую связан с HP для всех гибридных/электрических архитектур, а для архитектур с частичным/полным TEPPS он взаимоисключающий по отношению к HE, который равен нулю. Для данной двухэнергетической СУ в работе по теоретическому выведению первых принципов, представленной в [15], было найдено, что параметрический идентификатор степени гибридизации для полезной мощности, HPuse, должен быть функцией Φ, и при его выражении через HPuse он выглядит так: (4) Величина ηsec/ηREF представляет собой соотношение полной эффективности эксергетической цепи между двигательной установкой вторичного назначения (индекс “sec”) и двигательной установкой на основе керосина (индекс “REF”). Методы, представленные в этой технической статье, не предусматривают в качестве “REF” только двигатель на основе керосина. На самом деле, “REF” и “sec” могут быть представлены любой формой источника энергии, а также любой формой движущей силы. Напротив, было обнаружено, что HE, BLK является более сложной синтетической функцией, описываемой объединением Φ и ϕ. Превращаем HE,BLK в независимую переменную, и ϕ как субъект производит (5) После проверки (4) и (5), легко заметить, что при условии, что входные значения заданы для HPuse, ηsec/ηREF и HE,BLK, величины Φ и ϕ могут быть вычислены. B. Вычисление комбинированных (суммарных) величин (?) Величины параметрического идентификатора важны при определении комбинированной (я так понимаю, что суммарной) общей эффективности двигательной установки любой системы с двуэнергетической двигательной установкой [15]. Как показано в (6), совокупная общая эффективность двигательной установки, η, представляет собой линейную комбинацию, включающую элементы, составляющие общую эффективность двигательной установки, помноженную на Φ (6) Кроме того, даётся комбинированная GSE, Θ, для любой двуэнергетической системы хранения по [15] (7) Величина Θ может быть вычислена для архитектур EPPS, которые являются гибридно-электрическими (0 < Φ < 1 и 0 < ϕ < 1), или для всех EPPS (Φ = 1 и ϕ = 1), или для частичных/полных TEPPS (0 < Φ ≤ 1 и 0 < ϕ ≤ 1) с Θsec ≡ ηMEcΘREF, где ηMEc обозначает эффективность преобразования при преобразовании химической энергии на основе керосина в электрическую энергию для применения в качестве движущей силы. C. Уровень транспортных средств и сводные показатели эффективности Для концепций самолётов, использующих архитектурные подходы EPPS, полноценное справедливое сравнение требует изучения удельного расхода энергии в воздухе (ESAR), который является универсально применимым показателем эффективности транспортного средства, а также относительным результатом снижения расхода топлива в блоке. Показатель полезности ESAR разработан для количественной оценки по отношению пройденного расстояния на единицу затраченной энергии [37], а именно: (8) Параметр dR/dE, который также может быть применим для оценки общего сегмента блока (дословный перевод), по сути есть изменение дальности полёта воздушного судна (R) при заданном изменении затраченной энергии системы, L/D - отношение подъёмной силы воздушного судна к лобовому сопротивлению, mAU - полная масса воздушного судна (AUM), а g - ускорение, обусловленное силой тяжести. Алгоритм определения размеров воздушного судна вместе со способностью прогнозировать относительное количество топлива в блоке для заданной длины этапа полёта, определения полезной нагрузки и идентичной техники полёта может быть основан на методах, разработанных в [15], использующих полные нелинейные аналитические преобразования дробных изменений, что было проверено на соответствие результатам, опубликованным в [11,23,24,38,39]. Метод прогнозирования дробных изменений основан на комбинации аналитических корреляций, а также синтетических, промежуточных и макроцелевых функций с аналитическими конструкциями дробных изменений [40]. Аналитический компонент метода дробных изменений основывается на том, что проектировщик/аналитик начинает с начальных условий или любого эталона ЛА/системы. Рассматривая приращение переменной x как dx или Δx, дробное изменение в новое значение x, малое или иное, из начального параметра xo определяется как (9) Прежде чем можно будет рассматривать обработку функциональных преобразований, необходимо определить специальный набор правил работы с этими преобразованиями. Для цели количественно оценить дробные изменения в топливе блока, ◁mBLF, необходимо применять правила, относящиеся к функциям, включающим в себя производные и\или частные переменные (или п*к, или п/к). В общем случае функция, содержащая произведение и/или частное множества независимых переменных, выраженных в экспоненциальной форме, преобразуется следующим образом [40] (10) Теперь, чтобы получить величину ◁mBLF, нужно начать с расшифровки HE,BLK, а именно, (11) где масса вторичной накопленной энергии, msec, BLK, есть то, что потребляется только для работы блока. Затем, после перестановки в (11) для выражения msec, делим результат на начальную массу блока топлива, mBLFo, получим (12) Вводим понятие общей массы энергии блока, mBENR, как суммы mBLF и msec, BLK, а затем преобразуем результат в виде оператора дробного изменения в соответствии с (9); выражение становится (13) Может быть произведено преобразование дробного изменения ◁ESAR для расчёта по блокам, который также включает в себя дальнейшие разработки [11,15] (14) С выводимыми переменными η, L/D и mAU (средневзвешенными значениями, указывающими на работу блока, которые считаются подходящими для большинства сложных проблем с производительностью, то есть корректно их описывают). Фокусируясь на совокупной общей эффективности СУ EPPS, как указано в уравнении (6), используя правило, определённое в уравнении (9), и вводя понятие приращения, ΔηREF, к общей эффективности СУ, из преобразования дробного изменения (15) где ΔηREF представляет любые изменения общей тепловой эффективности двигателя; например, повышенный КПД за счёт принятия одной оптимизированной мощности двигателя, связанной с конкретными типами HEPPS. Параметр ΔηREF может учитывать любые другие источники улучшения, такие как улучшения в аэродинамике, обеспечиваемые заглатыванием погранслоя (BLI) (если по-простому, то https://vk.com/wall76992071_42175) или то же после срыва (перехода в турбулентность) и/или просто в турбулентном следе. Подчёркивается, что частичные/полные архитектуры TEPPS с любыми аэродинамическими преимуществами могут быть соответствующим образом представлены с использованием только параметра ηsec – в таких ситуациях ◁ηREF будут равны нулю. Дробное изменение в GSE, т.е. ◁Θ = (Θ/ΘREF) - 1, вычисляется путём сравнения того, что было вычислено с использованием (7), с контрольным значением для керосина, ΘREF (оно обычно принимается равным 11,9 кВт*ч/кг). Алгебраически выражение становится (16) Хотя количество ◁Θ обычно используется в контексте комбинированных систем, вытекающих из архитектуры HEPPS, т.е. химического источника энергии на основе керосина и/или электрохимического источника энергии на основе батареи и/или альтернативного химического источника энергии без выбросов (например, для топливных элементов), его также можно использовать для эквивалентных систем, представляющих собой комбинированную величину, указывающее на частичную/полную архитектуру TEPPS. Тогда выражение, учитывающее любой тип TEPPS, будет выглядеть так (17) где 0 < HPuse < 1 соответствует частичным TEPPS, а HPuse = 1 представляет полные TEPPS. Подчёркивается, что у дизайнера/ аналитика есть два подхода при попытке учесть наличие архитектур TEPPS: либо (15) отдельно, либо, например, (17) и, при необходимости, псевдозначение из (15), чтобы учесть другие нюансы, такие как автономные преимущества воздушного движения. Наконец, при подстановке (18), которое включает в себя замену (12) на (13) (18) в уравнение (14), дробное изменение топлива блока для заданной длины этапа, полезной нагрузки и идентичной техники полёта становится (19) (19) проявляет явную функциональную чувствительность к любым изменениям в ◁mAU, ◁η , ◁L/D, ◁Θ, ΘREF, Θsec и HE,BLK. Также фиксируется неявная функциональная чувствительность к HPuse и ηsec/ηREF. В принципе, всеми вышеупомянутыми величинами можно манипулировать как свободными переменными, что позволяет проводить многопараметрические коммерческие исследования целесообразным образом и с определённой степенью прозрачности. Хотя вышеупомянутые переменные открыты для использования при количественной оценке мгновенных изменений, например, для целей проведения анализа полёта с использованием схем численного интегрирования, они (переменные) также пригодны для представления средневзвешенных значений любого сложного полёта. Именно последняя предпосылка описывает примеры проверки и тематические исследования, представленным в разделе III. D. Предлагаемый алгоритм прогнозирования MTOW Следует отметить, как обсуждалось в [40], ◁mAU может быть истолковано в приблизительном смысле, эквивалентном ◁mTO, где mTO - полная взлётная масса воздушного судна, или, через дробные изменения MTOW, ◁mMTOW, для работы блока при заданных длине этапа, полезной нагрузке и идентичной технике полёта. Ввиду этого необходимо предложить подходящий метод для получения соответствующей вариации mAU. Одним из простых методов является использование трансцендентальной (?) формулировки Кучемана [12,41], которая является подходящей моделью для прогнозирования массы конструкций, систем, оборудования кабины и эксплуатационных элементов. Уравнение для mMTOW задаётся в виде (20) где k1mMTOW обычно представляет есть масса пустого ЛА, указанная производителем (MEW) с учётом запасов и топлива на случай непредвиденных обстоятельств, рассматриваемых как часть “систем”, а k2mPAY учитывает расчётную полезную нагрузку, эксплуатационные элементы плюс внутренние помещения/оснащение, включая соответствующую конструкцию кабины. Для любых углублённых исследований, связанных с изучением новых технологических подходов (аэродинамика, конструкции, бездвигательные системы и двигательная установка) (20) может быть использовано, чтобы быстро и с хорошей точностью спрогнозировать mMTOW. В отсутствие достаточно подробной разбивки весов известной базовой линии коэффициенты пропорциональности, k1 и k2, могут быть установлены с использованием методов нелинейной регрессии с использованием общего набора данных о воздушных судах [12]. Если преобразование дробного изменения должно быть выполнено в уравнении (20), необходимо применить правила, управляющие линейными комбинациями множества независимых переменных. Как представлено в [40], это (21) Связанные частичные доли χx и χy обозначают различные величины влияния относительного дробного изменения независимых переменных ◁x и ◁y на результат ◁z. Их соответствующими аналитическими определениями являются (22) Теперь ◁mMTOW может быть выражена в форме (23) где χPAY и χBLF обозначают различные величины влияния дробного изменения переменных mPAY и mBENR (заменяет mBLF), как определено в (13), влияют на итоговый mMTOW. Их определения: (24) Предполагая, что полезная нагрузка остаётся фиксированной, т.е. ◁mPAY = 0, алгоритм замкнутой формы (23) становится (25) iii. Примеры проверки и тематические исследования Этот раздел посвящён примерам проверки использования диаграмм квадномов, которые основаны на упрощённом, но достаточно универсальном алгоритме прогнозирования, описанном в разделе II. Подчёркивается, что локализованные диаграммы в каждом квадранте не обязательно должны отражать только батареи в качестве вторичного источника энергии. Также можно было бы составить индивидуальные диаграммы, представляющие схемы использования топливных элементов или частичных TEPPS. Метод квадномов не предлагает подробное описание архитектуры или выбор технологии компонентов/подсистем, не предоставляет подробную стратегию наращивания веса или не указывает, как можно достичь целевого уровня АДХ. Тем не менее, это быстрое средство установления целевых показателей производительности на макроуровне, позволяющее затем оценить функциональную чувствительность. Все такие представления не зависят от типа воздушного судна, размера воздушного судна, особенностей и длительности полёта, таким образом, могут быть истолкованы как универсальные применимо к большинству комплексных проблем с эксплуатационными характеристиками авиационных ТС, будь то ЛА с неподвижным крылом или с винтокрылом. Примеры проверки дополняются образцовым углублённым инженерным исследованием, в котором сравниваются и противопоставляются архитектуры HEPPS и TEPPS для достижения целевого результата по снижению расхода топлива в блоках. A. Проверка квадномов на соответствие исследованию PACIFYC В попытке проверить обоснованность методов предварительного проектирования, представленных в этой технической статье, соответствующая таблица квадномов была составлена и сверена с результатами, представленными для 19-пассажирского самолёта на базе HEPPS (самолёт для пригородных перевозок с неподвижным крылом, называемый Propulsive ArChItecture For hYbrid Commuters, или PACIFYC [17,18]). Используя спроектированный на 2030 год современный самолёт с трубой и крылом, оснащённый только турбовинтовым двигателем, и рассчитанный на 19 человек, получивший название “REF2030” [17,18], значения k1 = 0,5525 (включая резервы и надбавку на непредвиденные расходы) и χBLF = 0,0927 были получены для самолёта, рассчитанного на максимальное количество человек, максимальную расчётную дальность полёта 1296 км. На рисунке 4 показана соответствующая таблица квадномов, отражающая предположение о батарее системного уровня Θsec = 500 Вт*ч/кг, и эталонный самолёт, т.е. дробное изменение всех переменных, равное нулю, считается как изменение для «REF2030». Два кандидата HEPPS, ARCH 1 – с электрическим усилителем и ARCH 4 – с электрическим усилителем и со сменным блоком батарей, были представлены в [17,18], и, как таковой, анализ квадномов, отражающий их, показан на рис. 4. Из [17,18] анализ систем ARCH 1 и ARCH 4 приведены в таблице 1. Алгоритм mMTOW в нижнем правом квадранте квадномов, найденных на рис. 4, отражает изолинию, соответствующую ◁mBLF = -10,3%, представляющую ARCH 4 – в соответствии с применением (25). Алгоритм для изолинии mMTOW с ◁mBLF = -3.0% не был сгенерирован, поскольку ARCH 1 является автономной концепцией HEPPS (установленные аккумуляторы подзаряжаются в полёте). ARCH 4 предполагает замену батарей до начала работы блока. Рис. 4 Диаграмма квадратур, имитирующая результаты PACIFYC [17,18]. Таблица 1 Результаты по различным параметрам PACIFYC [17,18]. В таблице 1 выше следует отметить, что размерный ряд mMTOW соответствует проектному диапазону Max PAX 700 морских миль, а длина этапа полёта 796 км, что представляет собой 85-процентный случай всех полётов (?) и предполагает максимальное размещение человек с соответствующим mTO. Для ARCH 1 HE, BLK равен нулю; таким образом отражается философия дизайна автономной архитектуры HEPPS. Параметр HPuse отражает величины, соответствующие работе en route (основной?), и ηsec/ηREF = 2,8 [17,18]. Кроме того, как ARCH 1, так и ARCH 4 обладают потенциалом повышения эффективности тепловых двигателей, т.е. ◁ηREF = +6,3%, благодаря тому, что тепловые двигатели оптимизированы для одной конкретной мощности, а батареи обеспечивают дополнительную энергию во время работы блока [17,18]. B. Примеры проработанных тематических исследований с использованием квадномов В качестве примера того, как можно было бы использовать метод квадномов при формулировании соответствующей стратегии, рассмотрим определение сценариев, которые обеспечили бы выработку -20% топлива блока за счёт применения HEPPS и частичных/полных TEPPS. После изучения рис. 5 (при условии, что Θsec = 400 Вт*ч/кг для батареи на системном уровне) и отслеживания линий синего цвета, начиная с произвольного значения HPuse = 0,500 (см. “А” на рис. 5) и приняв значение 1,90 из соотношения ηsec/ηREF = 0,730/0,385, можно видеть, что ◁η=+31% (см. “B” на рис. 5) по сравнению с прогнозируемым на 2035 год самолётом, использующим только ГТД с трубой и крылом (PGTA). Далее, если произвольное значение берётся ◁mBENR = +200% по сравнению с PGTA (см. “C” на рис. 5, линия зелёного цвета), этот выбор создаёт для блока HE,BLK = 0,085 и ◁Θ= -71% (см. “D” на рис. 5) по сравнению только с керосином. Для того, чтобы этот кандидат на проектирование соответствовал цели ◁mBLF = -20%, ◁ESAR должен составлять +14% (см. “E” на рис. 5). Рис. 5 Диаграмма квадратур, предполагающая батареи с производительностью 400 Вт*ч/кг на системном уровне. Использовался концепт 70 PAX, проектируемый на 2035 год PGTA, приведённый в [11] и получивший название “PGT070”, для него были приняты значения χBLF= 0,0717 и k1 = 0,5128 (включая резервы и надбавку на непредвиденные расходы) для самолётов, предназначенных для специальных полётов на короткие расстояния, и χBLF = 0,1163 и k1 = 0,5005 (включая резервы и надбавку на непредвиденные расходы) для самолётов, рассчитанных на типичную максимальную проектную дальность полёта. В этом конкретном примере mPAY остаётся фиксированным, и, таким образом, ◁mPAY = 0. Для специализированного самолёта малой дальности, предполагая произвольно ◁mBENR = +200% и учитывая необходимое ◁ESAR = +14%, целевой mMTOW должен быть не больше ◁mMTOW = +30% (см. “F” на рис. 5, пунктирная линия серого цвета). В дополнение к этому аэродинамическое улучшение ◁L/D = +13% (см. “H” на рис. 5) связано с данным интегрированным системным решением. В случае, если калибровка соответствует типичному максимальному проектному диапазону, то применяются требуемые значения ◁mMTOW = +47% (см. “G” на рис. 5) и ◁L/D = +28% (см. “I” на рис. 5). Чтобы оценить, каким был бы минималистичный набор решений для интегрированных систем, рассмотрим отсутствие улучшения аэродинамики планера при целевом показателе ◁mBLF = -20%, что достигается за счёт повышения общей эффективности двигательной установки ◁η = +31% (см. “а" на рис. 5). В таком случае целевой mMTOW должен быть не больше, чем ◁mMTOW = +8% (см. “b” на рис. 5) и ◁mMTOW = +7% (см. “c” на рис. 5) для самолётов, рассчитанных специально на ближнемагистральную и типичную максимальную проектную дальность соответственно (линия чёрного цвета на рис. 5). Ввиду довольно низких значений HE,BLK (трасса “b-d-f” для ближнемагистральных перевозок и “c-e-g” для максимальной расчётной дальности, линия чёрного цвета на рис. 5), необходимо провести дальнейшие детальные исследования, чтобы установить, определяется ли критическое пороговое значение для части mBENR, относящейся к батареям, мощностью, а не только накопленной энергией, например, требованиями к мощности, необходимыми для работы с одним двигателем (OEI) на этапах низкой скорости и в рабочих обычных фазах, и в уходе на второй круг. Текущий алгоритм определения величин предполагает, что масса батареи определяется требованиями к накоплению энергии. В качестве другого сценария, чтобы снова достичь целевого показателя ◁mBLF = -20%, рассмотрим схему с полным TEPPS, обеспечивающую полную эффективность эксергетической цепи, равную эффективности теплового двигателя(ей), обеспечивающего только движущую силу, или же схема с полным TEPPS не применяется, и используется традиционный подход к механической передаче энергии. Как показано на рис. 5, для такого интегрированного системного решения необходимый блок с ◁ESAR = +25% может быть создан, когда ◁η =+10% принимается в качестве целевого значения, например, из-за заглатывания погранслоя (BLI) или из-за турбулентного следа, с соответствующими значениями ◁mMTOW= -3% при ◁L/D = +11% и ◁mMTOW = -5% при ◁L/D = +8%, при сравнении с PGT070 и при условии выбора величин для выделенной ближнемагистральной и типичной максимальной проектной дальности соответственно. Однако, если рассматривать самолёткандидат, сконфигурированный с использованием частичных TEPPS, использующих BLI и заполнение кильватерного следа (турбулентный след), с аналогичным строением СУ фюзеляжа [10], для предполагаемых значений HPuse = 0,300 и ηMEc = 0,945, ηsec/ηREF было рассчитано равным 1,04 (при ηsec = 0,385 x 0,945 x 1,10) после учёта преобразования механической энергии в электрическую и аэродинамических особенностей ЛА. Для этого сценария при использовании (15) ◁η= +1%, и для того же требуемого значения mMTOW, приведённого выше, ◁L/D = +20%, что указывает на специализированный ближнемагистральный самолёт; для типичного случая максимальной расчётной дальности нужен ◁L/D=+18% по сравнению с PGT070. Изготовленная на заказ диаграмма квадномов, применимая для Θsec = 600 Вт*ч/кг на уровне аккумуляторной системы, представлена на рис. 6. путём визуального контроля между рис. 5 и рис. 6, таким образом появляется возможность понимать различия и компромиссы, связанные с изменением значений GSE батареи. Рис. 6 Диаграмма квадномов, предполагающая батареи с производительностью на системном уровне 600 Вт*ч/кг. Заключительное исследование включало изучение другого типа конфигурации HEPPS, предполагающей топливные элементы в качестве вторичного источника энергии. Хотя энергоносителем в данном случае считается жидкий водород (LH2) с показателем GSE Θsec = 39,4 кВт*ч/кг, для простоты автор рекомендует рассматривать установленный источник энергии как аккумулятор, как показано в анализе квадномов, приведённом на рис. 4-6. Как рекомендовано в [42], GSE системного уровня (включая химический энергоноситель LH2, штабель блоков и баланс их установки) было принято равным Θsec = 1000 Вт*ч/кг, и рис. 7 отображает соответствующее представление диаграммы квадномов. Предполагая , что ηsec/ηREF = 0,425/0,385 = 1,10 и HPuse = 0.500, можно наблюдать ◁η=+5% по сравнению с PGT070. Посредством проверки рис. 7 очевидно, что HEPPS для использования топливных элементов требуется ◁L/D, превышающий примерно +15%. Произвольно предполагая, что ◁L/D = +20%, (линия чёрного цвета на рис. 7), это приводит к требованию к блоку ◁ESAR +14% и +19% с соответствующими значениями ◁mMTOW= +10% и +5% по сравнению с PGT070 при условии выбора величин для выделенной ближнемагистральной и типичной максимальной проектной дальности соответственно. Рис. 7 Диаграмма квадномов, предполагающая топливные элементы с LH2 в качестве энергоносителя; предполагается, что GSE системного уровня является 1000 Вт*ч/кг. В таблице 2 представлено краткое изложение результатов, обсуждавшихся выше. Цель здесь состоит в том, чтобы дать представление об относительной чувствительности переменных при изучении различных типов HEPPS и частичных/полных типов TEPPS. Все значения для ◁mMTOW, указанные в таблице 2, следует принимать за целевые показатели, которые не могут быть превышены. Это означает, что после завершения детального подсчёта весов, если значение ◁mMTOW, указанное в таблице 2, превышено, кандидат нежизнеспособен. Таблица 2: Сводные результаты для гибридно-электрических, частично/полностью турбоэлектрических и традиционных механических систем передачи энергии, которые обеспечивают снижение расхода топлива на 20% по сравнению с прогнозируемым на 2035 год PGTA iv. Вывод В этой технической статье представлен упрощённый, но достаточно универсальный алгоритм определения величин, хорошо подходящий для применения на этапе предварительного проектирования при рассмотрении передовых концепций самолётов. Акцент был сделан на возможности оценить достоинства электрических СУ и энергетических систем, включая те, которые классифицируются как гибридно-электрические и турбоэлектрические. Несмотря на то, что автор хорошо ориентирован в аналитическом смысле, он настоятельно рекомендует ознакомиться с так называемыми алгоритмическими номографами, основанными на квадрантах (именуемыми “квадномами”). Графический подход обеспечивает максимальную прозрачность для дизайнера/аналитика. Описанный метод считается целесообразным, и указывает, какая комбинация значений для выбранного массива расчётных переменных и параметрических функций необходима для достижения заданного результата по снижению расхода топлива (или выбросов) в блоке. Все такие представления не зависят от типа воздушного судна, его размера, роли полёта и длины этапа полёта, таким образом, могут быть истолкованы как универсально применимые к большинству задач, связанных с интегральными характеристиками авиационного транспортного средства.