Теоретический анализ критериев эффективности

Величины параметров рабочего процесса определяют технико-экономические показатели ЛА, поэтому их нужно выбирать такими, чтобы они обеспечивали максимальную эффективность самолета.

В качестве критериев анализа выбраны:

1. Суммарная масса силовой установки и топлива, потребного на полет на заданную дальность . Сумма относительных масс топлива и силовой установки, которые непосредственно связаны с двигателем, составляет 50% от взлётной массы самолёта, поэтому эффективность двигателя в значительной мере влияет на эффективность летательного аппарата. Снижение массы топлива и массы силовой установки при постоянной взлетной массе означает увеличение коммерческой нагрузки, а при заданной коммерческой нагрузке – уменьшение взлетной массы самолета. Поэтому масса силовой установки и топлива может быть принята в качестве критерия эффективности ЛА.

2. В качестве второго критерия принят удельный расхода топлива двигателя -  на крейсерском режиме полета. При минимальной степени повышения давления удельный расход топлива стремится к бесконечности, а удельная тяга обращается в нуль. При предельной степени повышения давления подведенное тепло уменьшается и становится равным потерям в контуре двигателя. В настоящее время на двигателях, предназначенных для дозвуковых и транспортных самолетов, реализованы степени повышения давления, незначительно превосходящие оптимальные, но которые существенно меньше экономических. Из-за этого дальнейшее увеличение степени повышения давления приводит к снижению удельного расхода, данная зависимость реализованы на рисунке 4.

Рисунок 4- Зависимость удельного расхода от суммарной степени повышения давления

3. Последним был выбран критерий затрат топлива (в кг) на 1 тонна-километр перевезенного груза - . Данный параметр позволит произвести экономию топлива и повысить эффективность эксплуатации. У турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД) для дальнемагистрального и среднемагистрального самолета расход топлива на перевозку одной тонны коммерческой нагрузки на один километр выше на 3,6 и 10,9% соответственно, чем у оптимальных аналогов для этих самолетов.