Математическая модель массы турбореактивного двухконтурного двигателя с учётом влияния конструктивной схемы и размерности

Разработана усовершенствованная корреляционно-регрессионная модель оценки массы двухконтурного реактивного двигателя, учитывающая влияние его конструктивной схемы и размерности. Цель данного исследования заключалась в повышении достоверности оценки массы двухконтурных реактивных двигателей. Из открытых источников были найдены необходимые статистические данные по 183 турбореактивным двухконтурным двигателям. Статистика включает значения суммарного расхода воздуха через двигатель, полную температуру газа перед турбиной, суммарную степень повышения давления и степень двухконтурности, а также информацию о конструктивной схеме каждого двигателя. Предварительно двигатели и соответствующая им статистическая информация были отсортированы по конструктивной схеме и размерности. Сортировка по размерности выполнялась на основе значения приведённого по параметрам за компрессором расхода воздуха через газогенератор. В зависимости от значения данного критерия двигатели были разбиты на три группы: малоразмерные, среднеразмерные газотурбинные двигатели и газотурбинные двигатели большой размерности. По конструктивной схеме все двигатели были разделены на турбореактивные двухконтурные двигатели без камеры смешения, турбореактивные двухконтурные двигатели с камерой смешения и турбореактивные двухконтурные двигатели с форсажной камерой. Для соответствующих групп двигателей были найдены статистические коэффициенты усовершенствованной модели массы, учитывающие размерность и конструктивную схему двигателя. Коэффициенты определялись путём минимизации среднеквадратичных отклонений. С целью оценки качества разработанной модели был выполнен регрессионный анализ. Относительная средняя ошибка аппроксимации разработанной модели составила 8%, коэффициент корреляции – 0,99, среднеквадратичное отклонение – 10,2%. Модель была признана значимой и надёжной по критерию Фишера. Полученная модель может использоваться для оценки массы двигателя на этапе концептуального проектирования, а также для его оптимизации в составе летательного аппарата.