Wpływ obliczeniowych parametrów geometrycznych i termodynamicznych silnika dwuprzepływowego na zasięg samolotu wielozadaniowego

Transkrypt

1 WYGONIK Piotr 1 Wpływ obliczeniowych parametrów geometrycznych i termodynamicznych silnika dwuprzepływowego na zasięg samolotu wielozadaniowego WSTĘP Celem pracy jest poszukiwanie kryterium oceny przydatności silnika turbinowego do samolotu wielozadaniowego w oparciu o kryterium związane z misją samolotu, a nie jak to ma miejsce w literaturze przedmiotu w oparciu o kryteria wyłącznie silnikowe: ciąg jednostkowy i jednostkowe zużycie paliwa. Rezultaty pracy mogą zostać wykorzystane na etapie projektowania wstępnego silnika, gdzie konieczne jest zdefiniowanie parametrów termo-gazodynamicznych obiegu porównawczego silnika, wybór tzw. punktu obliczeniowego, który definiuje wymiary geometryczne sinika. W prezentowanym artykule rozpatrzono wpływ parametrów geometrycznych oraz termodynamicznych (parametry obiegu porównawczego silnika turbinowego, dwuprzepływowego z mieszalnikiem strumieni) na zasięg teoretyczny samolotu wielozadaniowego. Jednym z ważniejszych kryteriów oceny własności osiągowych samolotu jest zasięg [1]. Zasięg samolotu zależy m. in. od możliwości energetycznych zespołu napędowego [6,7,8]. Obliczenia zasięgu samolotu w zależności od warunków lotu przedstawiono w [1]. Na potrzeby bieżących badań wybrano model wyznaczania zasięgu, dla stałej prędkości lotu i stałego współczynnika siły nośnej (tj. zmienia się wysokość lotu). Zależność, która opisuje zasięg dla powyższych ograniczeń jest znana pod postacią wzoru Bregueta [1]: E- doskonałość samolotu, a -prędkość dźwięku, Ma liczba Macha, c j - jednostkowe zużycie paliwa, m pal - względna masa spalonego paliwa m- masa zużytego w trakcie lotu paliwa, m 1 masa początkowa samolotu. 1 MODEL WYZNACZANIA ZASIĘGU SAMOLOTU (1) (2) Jak wynika z analiz przeprowadzonych w [1,6], wzrost wysokości lotu według przy zmianie masy samolotu spowodowanej zużyciem paliwa dla wzoru (1) jest nieznaczny, więc w dalszych rozważaniach przelot o zasięgu (1) jest traktowany jako przelot poziomy. Ta formuła, pozwala wyznaczyć zasięg samolotu, gdy cały zapas paliwa zostanie wykorzystany na przelot z prędkością Ma, na stałej wysokości lotu H. Nie uwzględnia się natomiast w bilansie masy, paliwa zużytego na start, wznoszenie i pozostałe manewry np. zakręt. Jednakże, postać zasięgu (1) stanowić może punkt odniesienia do oceny jakości doboru parametrów silnika do samolotu, gdyż parametry silnika 1 Politechnika Rzeszowska im. Ignacego Łukasiewicza, Wydział Budowy Maszyn i Lotnictwa, Rzeszów, al. Powstańców Warszawy 8, tel , piowyg@prz.edu.pl 11421

2 zawierają się w funkcjach c j i m pal. Zakłada się, że cały zapas paliwa zostanie zużyty na wykonanie przelotu [6,9,10]. Rozwiązanie (1) wymaga uwzględnienia zmiany masy samolotu w trakcie przelotu. Dla wyznaczenia tej zmiany korzysta się z równania bilansu mas samolotu zapisanego w postaci bezwymiarowej [1,5,6,8]: (3) m płat masa względna płatowca, m ZN masa względna zespołu napędowego, m pal masa względna paliwa, m u masa względna uzbrojenia. Względna masa paliwa wyznaczana jest z równania bilansu mas (3): (4) Gdyby dla uproszczenia rozważań, przyjąć, że znane są udziały względne poszczególnych składników masy startowej samolotu, to można wyznaczyć zasięg maksymalny, uwzględniając model silnika jedynie poprzez parametr cj. Jest to podejście najprostsze jednak o małych walorach poznawczych. Przyjmując dalej, że masa silnika w równaniu (4) jest funkcją parametrów termogazodynamicznych silnika, to możliwe staje się poszukiwanie maksymalnego zasięgu jako funkcji masy silnika, powiązanej z procesem termodynamicznym realizowanym w silniku. Model silnika dwuprzepływowego, dwuwirnikowego z mieszalnikiem strumieni i dopalaczem został przedstawiony w [2,3,4,5,6,7]. Korzystne jest zmniejszenie masy silnika w celu zwiększenia np. masy paliwa (zwiększa się zasięg) lub zwiększenia masy uzbrojenia na pokładzie samolotu. Zgodnie z [8,9,10], masę jednostkową silnika opisuje wzór: m sil - masa suchego silnika, K sil - ciąg silnika, startowy. (5) Z definicji masy względnej zespołu napędowego (ZN) składającego się z i-silników wynika, że: (6) Wykorzystując zależności przedstawione w [8] wyrażenie (6) zapisuje się w postaci: (7) - ciąg względny silnika (ciąg rozporządzalny odniesiony do pola przekroju poprzecznego silnik S ZN - względny wymiar silnika (stosunek pola przekroju poprzecznego silnika do powierzchni skrzydeł samolotu). S bezwymiarowy współczynnik obciążenia skrzydeł samolotu (ciężar startowy samolotu odniesiony do powierzchni skrzydeł)

3 Podstawiając (7) do (4) a następnie do (1) otrzymuje się wzór na zasięg, w zależności od masy jednostkowej silnika i jednostkowego zużycia paliwa: ( ) (8) Doskonałość aerodynamiczna samolotu E definiowana jest jako [1,10]: (9) c z współczynnik aerodynamiczny siły nośnej, c x - współczynnik aerodynamiczny siły oporu aerodynamicznego. Z równania biegunowej [1] wyznacza się współczynnik siły nośnej w postaci: c D0, K współczynniki biegunowej samolotu [1,6]. (10) W locie poziomym ustalonym siła ciągu K sil równoważy siłę oporu aerodynamicznego P X, co pozwala wyznaczyć współczynnik oporu aerodynamicznego w postaci: (11) Podstawiając (11) do (10) i następnie do (9) uzyskuje się zależność na doskonałość aerodynamiczną E jako funkcje parametrów bezwymiarowych silnika i samolotu: Można teraz przystąpić do zbadania wpływu parametrów silnika na zasięg samolotu zmieniając warunki lotu. Należy tylko pamiętać, że parametry silnika muszą być tak dobrane, aby spełnione były wymagania lotu. Warunkiem ustalonego lotu, jest aby wyrażenie w liczniku wzoru na doskonałość E była dodatnio określona, tzn. aby (12) (13) Warunki obliczeniowe dla silnika dobrano jak dla startu (H=0, Ma=0). Parametry silnika dla wyznaczonych warunków lotu zostały wyznaczone z modelu charakterystyk prędkościowowysokościowych silnika przedstawionego w [1,5,6]. Celem obliczeń było znalezienie wartości parametrów silnika, dla których zasięg, wyznaczony ze wzoru (8) z uwzględnieniem (12) osiąga maksymalne wartości. Do obliczeń wykorzystano przedstawiony w [2,3,5,6] model turbinowego silnika dwuprzepływowego, z mieszalnikiem strumieni. 2 ANALIZA WYNIKÓW OBLICZEŃ Na rysunku 1 przedstawiono różnice w zasięgu dla lotu poddźwiękowego i naddźwiękowego oraz wpływ głównego parametru geometrycznego silnika tj. wartości S ZN na maksymalną wartość zasięgu

4 Zasięg teoretyczny samolotu w trakcie lotu poddźwiękowego osiąga swoje maksimum dla małych wartości względnego wymiaru silnika S ZN (ponad połowę mniejszych niż wymagane wartości parametru dla lotów naddźwiękowych). W trakcie lotu naddźwiękowego znacznie zmniejsza się zasięg a jego ekstremum, jako funkcji S ZN, przesuwa się w kierunku większych wartości S ZN. Lot naddźwiękowy jest możliwy dopiero od takiej wartości względnego wymiaru silnika S ZN, dla których spełniony jest warunek (13). Ważną informacją wynikającą z przeprowadzonych obliczeń jest to, że zasięg wyrażony równaniem (1) posiada ekstremum ze względu na względny wymiar silnika S ZN. Rys. 1. Wpływ wartości względnego wymiaru silnika S ZN na zasięg teoretyczny X dla lotu poddźwiękowego (linia ciągła) i naddźwiękowego (linia przerywana). Samolot wielozadaniowy wykonuje zadania w szerokim przedziale prędkości i wysokości lotu. Wskazanie, które z tych warunków mogą mieć istotny wpływ na wybór punktu obliczeniowego dla silnika jest trudne, gdyż brak jest jednoznacznego wskazania, które stany lotu stanowią np. największy udział w całej misji lub misjach. Poszukiwanie wskazówek do wyboru takich warunków może się odbywać poprzez np. analizę wpływu wysokości lub prędkości lotu na zasięg samolotu, dla uprzednio zdefiniowanego wariantu silnika. Na rysunku 2 przedstawiono wyniki obliczeń wpływu warunków lotu (lot poddźwiękowy i naddźwiękowy na wybranych wysokościach) oraz wyboru względnego wymiaru silnika S ZN na zasięg teoretyczny. Okazuje się, że przy wybranych parametrach obiegu porównawczego silnika (spręż silnika π s, temperatura całkowita spalin przed turbiną T 3, stopień podziału strumienia µ), niezmiennych dla każdego zadania (Ma, H), zmiana wysokości lotu w istotny sposób wpływa na przebieg zasięgu, jako funkcji względnego wymiaru silnika S ZN. W zakresie lotów z prędkościami poddźwiękowymi, im większa wysokość lotu, tym maksimum zasięgu przesuwa się w kierunku coraz mniejszych wartości parametru S ZN. Im większa wysokość obliczeniowa lotu tym maksymalny zasięg teoretyczny większy. Dla lotu naddźwiękowego wartości S ZN, które maksymalizują zasięg, zmieniają się w znacznie szerszym zakresie wartości niż w locie poddźwiękowym. Dla lotów z prędkościami naddźwiękowymi, na dużych wysokościach, bliskich maksymalnym pułapom współczesnych samolotów wielozadaniowych, należy dobierać mniejsze wartości S ZN (poniżej 0.05) niż dla lotów naddźwiękowych na małych wysokościach. Przebieg zależności x=f(s ZN ) można wyjaśnić następująco. Do wartości S ZN =S ZNopt, udział masowy silnika w całym bilansie mas samolotu jest nieznaczny, za to rośnie udział masowy paliwa, na którym można wykonać lot, stąd zasięg intensywnie wzrasta. Powyżej S ZNopt rośnie masa silnika, a maleje ilość paliwa, którą można wykorzystać do wykonania przelotu, stąd zasięg ulega zmniejszeniu

5 Rys. 2. Wpływ względnego wymiaru silnika S ZN oraz warunków lotu (Ma, H) na zasięg teoretyczny X Interesującym zagadnieniem jest ustalenie wpływu warunków obliczeniowych silnika na charakterystyki samolotu. Aby rozwiązać ten problem posłużono się pojęciem zasięgu umownego w postaci [1]: (14) Jest to uproszczone kryterium w stosunku do zasięgu Bregueta, gdyż nie uwzględnia zmiany masy samolotu w trakcie lotu, ale daje możliwość jakościowej i fizycznej oceny wpływu charakterystyk silnika na podstawowy parametr oceny efektywności silnika jakim jest zasięg. Wpływ wyboru punktu obliczeniowego silnika ma istotne znaczenie dla przebiegu jego charakterystyk prędkościowowysokościowych i charakterystyk masowo-geometrycznych. Problem ten w literaturze jest szeroko dyskutowany dla samolotów komunikacyjnych, dla których ten punkt jest wybierany dla warunków przelotowych (wysokość i prędkość lotu na najlepszym pułapie i najlepszej prędkości przelotowej, które z kolei wynikają z optymalizacji trajektorii lotu samolotu). Dla samolotu wielozadaniowego trudno jest takie jednoznacznie zdeterminowane warunki wskazać, stąd próba określenia wpływu wyboru warunków obliczeniowych dla różnych wariantów zadania lotniczego. Na rysunku 3 przedstawiono, w formie wykresów, zmiany zasięgu umownego dla trzech punktów obliczeniowych silnika (na rys. oznaczonych literami P.O.) : dla startu (linie koloru czerwonego), dla przelotu poddźwiękowego na niskim pułapie (linie niebieskie), dla przelotu naddźwiękowego na dużej wysokości (linie czarne), gdy zasięg realizowany jest w warunkach lotu naddźwiękowego na różnych wysokościach. Rys.3. Wpływ wyboru punktu obliczeniowego silnika i względnego wymiaru silnika S ZN na zasięg umowny samolotu X U, wykonywany dla Ma=1.5 H=5000 (linie ciągłe) i Ma=1.5 H=18000 (linie przerywane) 11425

6 We wzorze do wyznaczania zasięgu (1) występuje doskonałość aerodynamiczna samolotu E, która jest jedną z jego najważniejszych charakterystyk. Doskonałość samolotu E w postaci (12) wiąże charakterystyki zespołu napędowego i samolotu, może zatem stanowić kryterium oceny dostosowania silnika i samolotu do określonych warunków lotu. Na rysunku 4 przedstawiono przebieg zmienności doskonałości E jako funkcji wymiaru względnego silnika S ZN dla różnych warunków lotu. Rys.4. Zależność doskonałości aerodynamicznej samolotu E od warunków lotu i wymiaru względnego silnika S ZN Porównując wykresy na rysunkach 2 i 4 zauważa się przesunięcie położenia maksimów funkcji E i x względem wymiaru względnego S ZN. Zarówno dla lotów poddźwiękowych jak i naddźwiękowych maksimum doskonałości E jest przesunięte względem maksimum zasięgu x w kierunku większych wartości S ZN, z tym, że dla lotu naddźwiękowego to przesunięcie jest zdecydowanie większe. Jest to spowodowane tym, że ciąg rozporządzalny silnika (zespołu napędowego) jest za mały dla pokonania oporu aerodynamicznego samolotu (zadanego przebiegiem biegunowej). Na przebieg krzywej zasięgu, na prawo od S ZNopt (wartość, przy której zasięg jest największy) ma wpływ charakter zmian jednostkowego zużycia paliwa, które, wraz ze wzrostem S ZN maleje, bo rośnie masowe natężenie przepływającego przez silnik powietrza. To właśnie zmniejszenie doskonałości aerodynamicznej E na zakresach naddźwiękowych prędkości lotu, powoduje spadek zasięgu w stosunku do lotu poddźwiękowego. Wynika to przede wszystkim z charakteru zależności biegunowej samolotu od prędkości lotu samolotu [1,6]. Tradycyjne podejście do procesu projektowania silnika, polega m.in. na badaniu wpływu zmiennych obiegu porównawczego na charakterystyki wewnętrzne. Przedstawione modele silnika oraz zasięgu samolotu, doskonałości, stanowią dodatkowe kryteria oceny jakości doboru charakterystyk silnika do samolotu. Ważne jest to, że w przedstawionych zależnościach (6, 11) zintegrowane zostały modele silnika i samolotu. Przeprowadzono kolejne obliczenia, których celem było przedstawienie wpływu parametrów silnika jak spręż π s, temperatura całkowita spalin przed turbiną T 3, stopień podziału strumieni µ na zasięg samolotu X, obliczony w oparciu o model Bregueta. Wyniki obliczeń przedstawia rysunkach 5 i 6. Wzrost temperatury spalin przed turbiną T 3, choć zwiększa jednostkowe zużycie paliwa, co prowadzi do zmniejszenia zasięgu, to zwiększa ciąg jednostkowy silnika k j, który wraz ze wzrostem temperatury T 3 rośnie szybciej niż c j, i powoduje przyrost zasięgu (co pokazano na wykresach na rysunkach 5 i 6). Zwiększaniu stopnia podziału strumieni µ towarzyszy obniżanie c j, co nieznacznie zwiększa zasięg X, ale też powoduje zmniejszanie ciągu jednostkowego. Spadek ciągu jednostkowego może być kompensowany wzrostem S ZN, co przesuwa maksimum zasięgu w kierunku większych wartości tego parametru

7 Rys.5. Wpływ stopnia dwuprzepływowości i temperatury przed turbiną T 3 oraz zmiany S ZN na zasięg X dla lotu poddźwiękowego (Ma=0.8, H=0) Rys. 6. Wpływ stopnia podziału strumieni i temperatury spalin przed turbiną T 3 oraz zmiany wymiaru względnego silnika S ZN na zasięg X dla lotu naddźwiękowego (Ma=1.6, H=18000 m) Dla kompletności rozważań przedstawiono na rysunku 7, wpływ tylko parametrów obiegu silnika na zasięg, wyznaczony dla przykładowo zadanej wartości S ZN =0.05, i dla warunków lotu poddźwiękowego. Dla przyjętej wartości wymiaru względnego silnika S ZN =0.05, większej od S ZNopt, przyrost temperatury spalin przed turbiną, spowodował zmniejszenie zasięgu, co wynika ze wzrostu zużycia paliwa. Ciąg jednostkowy w przyjętym zakresie zmian sprężu całkowitego sprężarki jest praktycznie stały, doskonałości samolotu zmniejsza się (zmniejszył się ciąg a opór aerodynamiczny się nie zmienił), tak więc i zasięg ulega zmniejszeniu. Druga przyczyna obniżania zasięgu przy wzroście sprężu wynika ze wzrostu masy silnika. Przyjęty do obliczeń model masy silnika, traktuje wzrost sprężu jako efekt wzrostu liczby stopni sprężarki. W ten sposób zwiększanie masy silnika powoduje zmniejszenie masy dostępnego do lotu paliwa (wynika to z równania bilansu mas samolotu (3) i w konsekwencji zmniejszenie zasięgu. Obecnie w projektowaniu maszyn wirnikowych dominuje tendencja uzyskiwania wysokich wartości sprężu sprężarki, polegająca na zwiększaniu obciążenia stopnia sprężarki i zwiększaniu prędkości obrotowej wirnika bez pogarszania sprawności i charakterystyk użytkowych sprężarki

8 Rys.7. Wpływ sprężu silnika π, temperatury spalin przed turbiną T 3 i stopnia podziału strumienia µ na zasięg X (lot poddźwiękowy) Np. dla silników samolotów komunikacyjnych, których napęd stanowią silniki dwuprzepływowe, wzrostowi sprężu towarzyszy wzrost stopnia podziału strumienia i stosunkowo umiarkowany przyrost temperatury spalin T 3 przed turbiną. Dzięki takiej koncepcji uzyskuje się małe wartości jednostkowego zużycia paliwa na poddźwiękowych prędkościach lotu. Dla silników dwuprzepływowych z mieszalnikiem strumieni, stanowiących napęd samolotów manewrowych, wielozadaniowych takie wymagania co do parametrów obiegu znacznie różnią się, w zależności od wykonywanego zadania. Szczególne różnice występują przy próbie pogodzenia wymagań dla startu, lotu poddźwiękowego i naddźwiękowego. Rys.8. Wpływ temperatury spalin przed turbiną T 3, stopnia podziału strumieni i sprężu silnika π na względny zasięg X nad /X pod. (warunki do obliczeń :lot poddźwiękowy Ma=0.8, naddźwiękowy Ma=1.6, H=12000 m ) W celu znalezienia optymalnych parametrów silnika dla samolotu wykonującego w czasie misji zarówno lot z prędkością naddźwiękowa i poddźwiękową przeprowadzono obliczenia, dla zbadania zależności: ( ) (15) Dla tych samych parametrów silnika zasięg lotu z prędkością naddźwiękową będzie większy dla silnika o mniejszym stopniu dwuprzepływowości, co przedstawiono na rysunku 8. Jest to związane z tym, że sprawność ogólna silnika w locie naddźwiękowym rośnie w miarę zmniejszania stopnia dwuprzepływowości. Wzrost temperatury przed turbiną wpływa na zwiększanie zasięgu naddźwiękowego do poddźwiękowego, ale wzrost sprężu całkowitego sprężarki ten efekt znacznie osłabia (w szczególności poprzez wzrost masy silnika). Wzrost stopnia dwuprzepływowości prowadzi do zwiększenia ekonomiczności silnika na zakresach lotu z prędkościami poddźwiękowymi, co objawia się zmniejszaniem stosunku (15). Tak więc małe stopnie dwuprzepływowości polepszają 11428

9 charakterystyki zasięgowe samolotu, gdy większość zadań realizowanych jest na zakresach naddźwiękowych (samoloty myśliwskie, zadania typu przechwytywania). Z kolei dla silnika samolotu wsparcia pola walki (mały zasięg, poddźwiękowe prędkości lotu, niski pułap lotu i manewrowania) powinno dobierać się większe wartości stopnia dwuprzepływowości. WNIOSKI Uzyskane rezultaty obliczeń stanowią dodatkową wskazówkę, która może być wykorzystana w procesie wstępnego projektowania silnika turbinowego, szczególnie na etapie wstępnego doboru parametrów silnika do samolotu. Pokazano, że na podstawie prostego kryterium jakim jest zasięg samolotu, można poszukiwać nie tylko parametrów termo gazodynamicznych ale również geometrycznych. Przeprowadzone analizy pozwalają na stwierdzenie, że: wybór punktu obliczeniowego silnika (tzw. P.O., czyli tych parametrów termo gazodynamicznych, które umożliwiają przyjęcie formy geometrycznej silnika) nie wpływa w sposób istotny na wartość maksymalną zasięgu umownego w tych samych warunkach lotu; Im większa prędkość i wysokość lotu tym wartość wskaźnika dopasowania silnika do samolotu S ZN, przy której zasięg umowny osiąga maksymalna wartość, przesuwa się w kierunku coraz mniejszych S ZN. Wzrost temperatury spalin przed turbiną wpływa na zwiększanie zasięgu w locie naddźwiękowym do zasięgu uzyskanego w locie poddźwiękowym, ale wzrost sprężu całkowitego sprężarki ten efekt znacznie osłabia (w szczególności poprzez wzrost masy silnika). Wzrost stopnia podziału strumienia prowadzi do zwiększenia ekonomiczności silnika na zakresach lotu z prędkościami poddźwiękowymi, co objawia się zmniejszaniem stosunku (15). Tak więc małe stopnie dwuprzepływowości polepszają charakterystyki zasięgowe samolotu, gdy większość zadań realizowanych jest na zakresach naddźwiękowych (samoloty myśliwskie, zadania typu przechwytywania). Z kolei dla silnika samolotu wsparcia pola walki (mały zasięg, poddźwiękowe prędkości lotu, niski pułap lotu i manewrowania) powinno dobierać się większe wartości stopnia dwuprzepływowości. Streszczenie Zasięg samolotu stanowi jedno z najważniejszych kryteriów oceny własności osiągowych samolotu. Na potrzeby prezentowanej pracy zbudowano model matematyczny samolotu (wielozadaniowego), oraz napędzającego go silnika (dwuprzepływowy, dwuwirnikowy z mieszalnikiem strumieni). Do analizy zasięgu wybrano tzw. klasyczny model Bregueta oraz zasięg umowny. Modele ten zmodyfikowano do postaci uwzględniającej charakterystyki silnika, przedstawione w postaci bezwymiarowej. Celem badań symulacyjnych było ustalenie wpływu parametrów silnika (geometrycznych i termodynamicznych) na zasięg samolotu, realizowany głównie w warunkach lotu poddźwiękowego i naddźwiękowego ( dodatkowo na różnych wysokościach). Wskazanie, które z tych warunków mogą mieć istotny wpływ na wybór punktu obliczeniowego ( tj. punktu, który determinuje wymiary geometryczne silnika) dla silnika jest trudne, gdyż brak jest jednoznacznego wskazania, które stany lotu stanowią największy udział w całej misji lub misjach. Przyjęto, że parametrem, który w istotny sposób wiąże geometrię silnika z modelem zasięgu jest tzw. bezwymiarowy współczynnik geometrii silnika, będący stosunkiem pola powierzchni na wlocie do silnika odniesionego do powierzchni skrzydła samolotu. Wykazano, że dla różnych parametrów obiegu silnika można wskazać taką wartość bezwymiarowego współczynnika geometrii, który maksymalizuje zasięg samolotu. Uzyskane wyniki pokazują przeciwstawne wymagania odnośnie do geometrii silnika dla lotu poddźwiękowego i naddźwiękowego. Na tej podstawie przedstawiono sposób ustalenia rozwiązania kompromisowego dla spełnienia wymagań stawianych przez samolot wielozadaniowy. Low - bypass turbine engine geometrical and thermodynamics design parameters influence on multitask airplane range operation Abstract Aircraft range is one of the most important criteria of the assessment of the performance properties of an aircraft. For the needs of the paper the mathematical model of an aircraft (multi-purpose aircraft) and the 11429

10 engine which propels the aircraft was built ( turbofan, tandem motor with jet mixer). For the analysis it was chosen so-called typical Breguet model and the conventional range. The models were modified as they should consider the characteristics of the engine in the non-dimensional form. The aim of the simulation research was to discuss the influence of the engine parameters (geometrical and thermodynamic) on the aircraft range, realized mainly in the conditions of subsonic and supersonic conditions. The decision which of these conditions can have a significant influence on the selection of the calculating point (i.e. the point which determines the geometrical dimensions of the engine) is difficult as there is no clear direction which aircrafts make up the important share in a mission or missions. It was decided that the parameter which connects the engine geometry with the range model is so-called non-dimensional coefficient of engine geometry which is the relation of the area on the inlet to the engine related to the wing area of the aircraft. It was shown that for various parameters of the engine cycle it is possible to show such a value of the non-dimensional coefficient of geometry which maximizes the aircraft range. The results obtained show opposite requirements as for the engine geometry for the subsonic and supersonic flight. On this basis the compromise solution was proposed to fulfill the requirements of the multi-purpose aircraft. BIBLIOGRAFIA 1. Goraj Z.; Dynamika i aerodynamika samolotów manewrowych z elementami obliczeń. Biblioteka Naukowa Instytutu Lotnictwa, Warszawa Jakubowski R.; Analysis of thermodynamic cycle influence of turbofan mixer engine on its performance, Journal of KONES Powertrain and Transport, Vol. 16, No. 4, str , Jakubowski R.; Comparison of internal processes effectiveness change influence the turbofan with and without mixer model sensitivity, Journal of KONES Powertrain and Transport, Vol. 15, No. 3, str , Live K.H., Urip E.,Yang S.L., Mattingly J.D., Marek C.J.; Performance cycle analysis of twospool separate exhaust turbofan with interstage turbine burner, NASA/TM , June Mattingly J.; Aircraft engines design. AIAA Education Series, Washington DC, Orkisz M. (red): Podstawy doboru turbinowych silników odrzutowych do płatowca. Biblioteka Naukowa Instytutu Lotnictwa, Warszawa Stricker J.M.; The gas turbine engine conceptual design process an integrated approach. RTO- MP, AC/323(AVT)TP/9 Design Principles and Methods for Aircraft Gas Turbine Engines, February Wygonik, P.; Kryteria doboru parametrów silnika turbinowego do samolotu wielozadaniowego. Silniki Spalinowe, 4/ Wygonik, P.; The influence of Multi-role aircraft mission type on the low bypass engine performance parameters, Journal of Kones, Powertrain and Transport, Vol. 20 No. 3, p , Warszaw Wygonik, P.; Engine and multitask airplane integration criteria of engine parameters selection, An International Journal, Aircraft Engineering and Aerospace Industry, Vol.85, No 6, 2013, p