МОДЕЛІ ТА МЕТОДИ РОЗРАХУНКУ РОБОЧОГО ПРОЦЕСУ ТРИКОНТУРНОГО ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГУНА :

Краткое описание

МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ І НАУКИ УКРАЇНИ

НАЦІОНАЛЬНІЙ АВІАЦІЙНИЙ УНІВЕРСИТЕТ

                                                           На  правах  рукопису

                                                                                            УДК 629.735.036                                                                   

Терещенко Юрій Юрійович

МОДЕЛІ ТА МЕТОДИ РОЗРАХУНКУ РОБОЧОГО ПРОЦЕСУ ТРИКОНТУРНОГО ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГУНА

Спеціальність 05.05.03 –двигуни та енергетичні установки

Дисертація на здобуття наукового ступеня  

кандидата технічних наук

                                  Науковий керівник

                                               Кулик Микола Сергійович,

                                                          доктор технічних наук, професор

Київ-2013

ЗМІСТ

ПЕРЕЛІК УМОВНИХ  СКОРОЧЕНЬ ……………… ………………………….. 4

ВСТУП ……………………………………………………………………………. 6

 РОЗДІЛ 1. СУЧАСНИЙ СТАН, ПЕРСПЕКТИВИ І ПРОБЛЕМИ 

 СТВОРЕННЯ АВІАЦІЙНИХ ГАЗОТУРБІННИХ ДВИГУНІВ …………….. 13

1.1. Сучасний стан розвитку авіаційних газотурбінних двигунів………   …. 13

1.2. Перспективи створення авіаційних двигунів нових схем  ……………….19

1.3.  Проблеми застосування базового газогенератора  ……………………… 30

Висновки за першим розділом  ……………………………………..…………  38

РОЗДІЛ 2. РОБОЧИЙ ПРОЦЕС ТРИКОНТУРНОГО ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГУНА   ........................................................................................................... 40

2.1. Принцип роботи і основні параметри триконтурного турбореактивного

двигуна …………………………………………………………………………   40

2.2. Робочий процес газогенератора триконтурного турбореактивного

двигуна  …………………………………………………………………………  45

Висновки за другим розділом   ………………………………………………..  50

РОЗДІЛ 3. СУМІСНА РОБОТА ТУРБОВЕНТИЛЯТОРНОЇ ПРИСТАВКИ І ГАЗОГЕНЕРАТОРА ТРИКОНТУРНОГО ТУРБОРЕАКТИВНОГО

 ДВИГУНА ……………………………………………………………………… 51

3.1. Узгодження параметрів газогенератора і турбовентиляторної приставки

триконтурного турбореактивного двигуна   …..……………………....……..   51

3.2. Оптимізація параметрів турбовентиляторної приставки  ТРТД……………………………………………………………………...……...  56

3.3. Вплив параметрів робочого процесу на значення R_G і C_R ТРТД ……...   63

3.4. Методика термогазодинамічного розрахунку ТРТД ……………………  70

Висновки за третім розділом  ……………………………………….…………  84

РОЗДІЛ 4. ХАРАКТЕРИСТИКИ ТРИКОНТУРНОГО ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГУНА  ........................................................................................................... 85

4.1. Закони управління ТРТД  …………………………………………………  85

4.2.Обмеження за режимами «запирання» вентиляторного контуру турбовентиляторної приставки  ТРТД …………………….. ………………...  96

4.3. Експлуатаційні характеристики ТРТД  ……………….………………...  104

4.3.1. Швидкісні характеристики ТРТД ……………..……………..………..  106

4.3.2. Дросельні характеристики ТРТД ……………………………..…….....  108

Висновки за четвертим  розділом …………………………………………..... 111

 

ВИСНОВКИ   .....................................................................................................  113

СПИСОК ВИКОРИСТАНИХ ДЖЕРЕЛ .........................................................  115

ДОДАТОК       ................. .................................................................................   121

ПЕРЕЛІК УМОВНИХ  СКОРОЧЕНЬ

с        –       швидкість повітря (газу) в абсолютному русі, м/с

с_х, с_у   –    коефіцієнт зовнішнього опору та аеродинамічної сили

    –  відносний діаметр втулки

 F, f –  площа перерізу, м²

G     –  масова витрата повітря, газу, палива, кг/с

h     –  висота лопатки, м;

К     –  коефіцієнт стійкості компресора

DК  –  запас стійкості компресора

k     –  показник адіабати (ізоентропи)

М    –  число Маха; момент сили, Н×м

n     –  частота обертання, хв^-1; показник політропи

р     –  тиск, Па

q(l) –  відносна густина струму

R     –  газова стала, Дж/(кг×К)

Rе   –  число Рейнольдса

r      –  радіус, м

T     –  температура, К

u     –  колова швидкість робочого колеса, м/с

u     –  питомий об'єм, м³/кг

W    –  відносна швидкість, м/с

DW_u –  закрутка потоку, м/с

a     –  кут, °(рад);

b     –  кут, °(рад)

Db   –  кут повороту потоку, °(рад)

h     –  ККД;

l     –  приведена швидкість;

m     –  динамічна в'язкість, Па×с

n     –  кінематична в’язкість, м²/с

x     –  коефіцієнт втрат

p     –  ступінь підвищення (зниження) тиску

r     –  густина, кг/м³;

t      –  час, с (год)

w     –  кутова швидкість, рад/с

ВНА – вхідний напрямний апарат

ГТД – газотурбінний двигун

ККД – коефіцієнт корисної дії

НА – напрямний апарат

ОК – осьовий компресор

РК – робоче колесо

ТРД – турбореактивний двигун

ТРДД – турбореактивний двоконтурний двигун

ТРТД – турбореактивний триконтурний двигун

ТВаД – турбовальний  двигун

ТГвД  турбогвинтовий  двигун

ТГвВД– турбогвинтовентиляторний  двигун








                                                            ВСТУП

Газотурбінні двигуни  є основним типом двигунів, що застосовуються у військовій і цивільній авіації. Тягово-економічні характеристики цих двигунів повинні добре узгоджуватися з  характеристиками літального апарату. Це забезпечує необхідну ефективність   та економічність застосування літального апарату при заданих значеннях параметрів робочого процесу авіаційної силової установки.

Однією з найскладніших задач при створенні авіаційного двигуна є вибір параметрів робочого процесу двигуна та отримання необхідних  експлуатаційних характеристик. Цей етап передує проектуванню і виготовленню дослідного зразка. Він ґрунтується на урахування тактико-технічних  вимог до літального апарату і його силової установки, оцінки технологічних можливостей створення всіх елементів літального апарату і його двигунів а також прийнятої концепції вживання і експлуатації літального апарату.

Окрім параметрів літака, що характеризуються його аеродинамікою (навантаженням на крило, подовженням крила, аеродинамічною компоновкою літака і ін.), оптимізуються параметри робочого процесу двигуна (температура газу перед турбіною, ступінь підвищення тиску в компресорі на розрахунковому режимі, ступінь двоконтурності, температура газу у форсажній камері) і ряд інших параметрів, що визначають ефективність і економічність газотурбінного двигуна.

На основі розрахунку і аналізу критеріїв ефективності літального апарату вибирається тип авіаційного двигуна та здійснюється перший етап оптимізації параметрів робочого процесу ГТД і характеристик силової установки в цілому.

На другому етапі оптимізації параметрів і характеристик газотурбінного двигуна здійснюється оцінка вартості життєвого циклу літального апарату з вибраною (спроектованої) силовою установкою. У моделі життєвого циклу вартість літака, його силової установки і різних систем ділиться на декілька видів витрат: на дослідницькі і проектувальні розробки літального апарату, силової установки, систем устаткування і озброєння; на виробництво літального апарату, двигунів, систем озброєння і оснащення; на експлуатацію та ремонт.

Підвищення економічності авіаційних силових установок з газотурбінними двигунами та забезпечення їх газодинамічної стійкості в широкому діапазоні експлуатаційних режимів, зокрема в умовах екстремального застосування,  реалізація високої надійності лопаткових вінців -  завдання, що поставлені практикою авіаційного двигунобудування і експлуатації  авіаційної техніки. 

На даний час вирішення вказаних задач ґрунтується на вдосконаленні параметрів та характеристик елементів авіаційних ГТД, застосуванні перспективних конструкційних матеріалів, оптимізації процесів проектування та виробництва на підставі впровадження новітніх технологій, вдосконаленні внутрішньої аеродинаміки газотурбінних двигунів за рахунок використання  сучасних моделей та методів математичного моделювання.

Актуальність теми. Вибір типа газотурбінного двигуна і визначення основних параметрів його робочого процесу для перспективного літального апарату є надзвичайно складною науково-технічною задачею. Окремою проблемою окреслені задачі створення серії газотурбінних двигунів на базі універсального газогенератора. Вирішення цієї проблеми дозволяє зменшить економічні витрати на створення газотурбінного двигуна та вартість його життєвого циклу в цілому.

 Враховуючи високу абсолютну і відносну вартість газотурбінних авіаційних двигунів, високі вимоги до технічних даних і характеристик авіаційних силових установок з ГТД в цілому, магістральним напрямом в сучасному авіадвигунобудуванні є створення сімейств авіадвигунів на основі універсального базового газогенератора.

Один з суттєвих недоліків у реалізації концепції створення  сімейств авіадвигунів на основі універсального базового газогенератора полягає в зміні параметрів та характеристик базового газогенератора внаслідок встановлення перед ним модулів  вентиляторного контура із різними параметрами. Зміна термогазодинамічних параметрів потоку та періодична нерівномірність потоку, обумовлена аеродинамічними слідами за елементами контуру вентилятора, обумовлюють погіршення параметрів ступенів газогенератора та виникнення небезпечних резонансних коливань лопаток ротора.  суттєвого зниження   і ККД ступенів   та компресора загалом. Аналіз впливу модуля вентилятора на параметри потоку перед модулем газогенератора показав, що залежно від параметрів вентиляторного модуля  зміна  основних параметрів компресора ( і    η _к)  може складати 3…5%.

Відомі конструкційні схеми  газотурбінних двигунів із заднім розташуванням турбовентиляторної приставки, основним недоліком яких є занадто високі градієнти температур в двохярусних робочих лопатках робочого колеса турбовентиляторної приставки. 

 Запропонована нова схема газотурбінного двигуна із заднім  розташуванням турбовентиляторної приставки  і економічним двоконтурним газогенератором сприяє вирішенню задач втілення в практику двигунобудування принципу модульності газотурбінного двигуна та підвищенню ефективності і економічності авіаційної силової установки.  

На даному етапі розвитку теорії авіаційних газотурбінних двигунів відсутній науково-методичній апарат для аналізу робочого процесу, розрахунку та оптимізації параметрів та характеристик триконтурного турбореактивного двигуна із заднім розташуванням турбовентиляторної приставки. 

Дисертаційна робота присвячена  вирішенню науково-прикладної задачі зі створення  науково-методичного апарату для аналізу робочого процесу, розрахунку та оптимізації параметрів та характеристик триконтурного турбореактивного двигуна із заднім розташуванням турбовентиляторної приставки. 

Тема дисертаційної роботи є актуальною і має важливе народногосподарське значення.

Мета та завдання дослідження. Метою дисертації є розробка науково-методичного апарату для аналізу робочого процесу, розрахунку параметрів та характеристик триконтурного турбореактивного двигуна із заднім розташуванням турбовентиляторної приставки та створення методики оптимізації  її параметрів.

Для досягнення поставленої мети в дисертаційній роботі розглядаються наступні задачі:

1.  Створення математичної моделі робочого процесу триконтурного газотурбінного двигуна із заднім розташуванням турбовентиляторної приставки.  

2. Створення методики  оптимізації параметрів турбовентиляторної приставки

3. Розробка рекомендацій щодо вибору і обґрунтуванню параметрів робочого процесу триконтурного газотурбінного двигуна.

   Рішення зазначених задач  дозволяє виконувати розрахунки параметрів та характеристик принципово нового типу триконтурного турбореактивного двигуна із заднім розташуванням турбовентиляторної приставки.

Зв'язок роботи з науковими програмами, планами, темами. Робота виконана на кафедрі авіаційних двигунів Національного авіаційного університету і включає результати досліджень, що пов'язані з виконанням держбюджетних науково-дослідних робіт, в яких здобувач брав участь як співвиконавець окремих розділів: НДР № 703 –Х10 «Дослідження методів впливу на течію в лопаткових вінцях компресорів ГТД для забезпечення удосконалення їх параметрів та характеристик» (2010-2011р.р.); НДР 733-ДБ11 «Вдосконалення газодинамічної стійкості багаторежимних газотурбінних двигунів» (2011-2012 рр.).

Дана робота є складовою частиною досліджень, що проводяться на кафедрі авіаційних двигунів Національного авіаційного університету і спрямовані на покращення параметрів та характеристик авіаційних газотурбінних двигунів. Роботу виконано відповідно до Державної програми розвитку авіаційного транспорту України, розробленої згідно Указу Президента України від 18 жовтня 2000року за № 1143 2000 про рішення Ради національної безпеки й оборони України від 27 вересня 2000 року « Про стан авіаційного транспорту й авіаційної промисловості України, а також Стратегії розвитку вітчизняної авіаційної промисловості на період до 2020 року схваленої розпорядженням Кабінету Міністрів України від 27 грудня 2008 р. № 1656 –р.  

Об'єктом дослідження є триконтурний газотурбінний двигун.

Предметом дослідження є робочий процес триконтурного газотурбінного двигуна.

Методи досліджень. У роботі використовуються сучасні теоретичні і розрахунково- експериментальні методи досліджень. Теоретична частина роботи ґрунтується на використовуванні основних положень теорії авіаційних газотурбінних двигунів, законів термодинаміки і газової динаміки, теорії примежового  шару. Експериментальна частина дослідження виконана в Державному науково-дослідному інституті авіації Національного авіаційного університету із застосуванням апробованих методик експериментальних досліджень аеродинамічних характеристик компресорних решіток.

У процесі роботи над дисертацією автор використовував матеріали відкритих публікацій в області теорії газотурбінних двигунів і результати наукових досліджень, представлених у  виданнях  наукових центрів України, Росії а також країн далекого зарубіжжя.  

Наукова новизна отриманих результатів

1. Розроблено математичну модель робочого процесу триконтурного газотурбінного двигуна із заднім розташуванням турбовентиляторної приставки  та створено науково-методичний апарат для аналізу робочого процесу, розрахунку параметрів та характеристик принципово нового типу триконтурного турбореактивного двигуна із заднім розташуванням турбовентиляторної приставки.

2. На основі запропонованої математичної моделі розроблено методику вирішення задачі оптимізації параметрів турбовентиляторної приставки.

 3. Отримані рекомендації по вибору і обґрунтовуванню параметрів робочого процесу триконтурного газотурбінного двигуна.

Обґрунтованість і достовірність наукових положень, висновків та рекомендацій забезпечується коректним застосуванням математичного апарату для вирішення поставлених в дослідженні задач

Наукове значення  роботи полягає в тому, що теоретично обґрунтована перспективність і доцільність розробки та створення триконтурного турбореактивного двигуна модульної конструкції.

Практичне значення дослідження полягає в тому, що отриманий науково-методичний апарат дозволяє виконувати розрахунки параметрів та характеристик принципово нового типу триконтурного турбореактивного двигуна із заднім розташуванням турбовентиляторної приставки.

Особистий внесок здобувача. Усі основні наукові положення, результати, висновки й рекомендації дисертаційної роботи одержані автором самостійно. Особисто автором розроблена методика визначення параметрів та характеристик триконтурного газотурбінного двигуна із заднім розташуванням турбовентиляторної приставки. Виконано узагальнення результатів розрахункового дослідження та отримані  рекомендації щодо вибору і обґрунтуванню параметрів робочого процесу триконтурного газотурбінного двигуна. Розроблена методика оптимізації параметрів турбовентиляторної приставки триконтурного газотурбінного двигуна.

В роботах, опублікованих у співавторстві, здобувачу належить: розгляд питання щодо енергетичного балансу багатоконтурного газотурбінного двигуна [44]; запропоновано схему триконтурного газотурбінного двигуна [42]; схема  триконтурного форсованого газотурбінного двигуна [43]; аналіз робочого процесу триконтурного газотурбінного двигуна [45];  питання впливу аеродинамічних слідів на параметри вентилятора газотурбінного двигуна [46];  питання течії в’язкого потоку в лопатковому вінці турбовентиляторної приставки [32,39,40]; методика визначення коефіцієнту підйомної сили в лопатках вентиляторного контуру [33,36]; питання щодо застосування інтегро-диференціального методу для  визначення оптимальних параметрів лопаток вентиляторного контуру [35]; питання оптимізації конструктивних лопаткових кутів надзвукового лопаткового вінця турбовентиляторної приставки  [37]; проаналізована можливість застосування дворядного лопаткового вінця в турбовентиляторній приставці [38].

Апробація результатів дисертації. Отримані результати дисертаційного дослідження доповідались і отримали позитивну оцінку на: засіданнях кафедри авіаційних двигунів Національного авіаційного університету (м. Київ 2005-2012); V-VIII Міжнародних наукових конференціях студентів та молодих вчених «Політ 2005-2008» (м. Київ); Х Міжнародний конгрес двигунобудівників (м. Рибач’є 2005р.); VІ Міжнародна наукова-технічна  конференція «АВІА-2007» (м. Київ); Х Міжнародна наукова-технічна  конференція «АВІА-2011» (м. Київ); ІІІ Міжнародна науково-технічна конференція «Авіадвигуни ХХІ сторіччя» (м. Москва, 2010р.); ІІ, ІІІ, V Всесвітній конгрес «Авіація ХХІ сторіччя» (м. Київ 2005, 2008, 2012рр.).

Публікації. Основні наукові результати дисертаційної роботи  опубліковані в 26 публікаціях, з них 9 статей у фахових наукових виданнях, що входять до переліку ДАК МОН України,  2 монографії, 3 патенти України та 12 тез та доповідей у матеріалах міжнародних конференцій.

Структура і об’єм роботи. Дисертація складається з вступу, чотирьох розділів, висновків та додатку. Повний об’єм дисертації 127 стор., 24 рис., 1 таблиця. Список використаних джерел складається з 59 джерел на 6 стор.

Список литературы

ВИСНОВКИ

  Підвищення ефективності і економічності газотурбінних двигунів, а також вирішення проблеми зниження вартості життєвого циклу газотурбінного двигуна може бути забезпечено на основі комплексного розгляду всіх задач, що визначають параметри і характеристики газотурбінних двигунів. Важливе місце в цьому комплексі займає проблема оптимальної інтеграції параметрів і характеристик модуля  універсального газогенератора і модуля вентилятора, вирішення якої забезпечує отримання найкращих параметрів газотурбінного двигуна. 

В дисертаційній роботі здійснено теоретичне обгрунтування створення  триконтурного турбореактивного двигуна та запропоновано рішення нової науково-прикладної задачі з розробки методики визначення його параметрів та характеристик. На підставі проведеного дослідження отримано такі основні наукові результати

1. В дисертації вперше отримано загальні теоретичні залежності, що характеризують робочий процес принципово нового типу газотурбінного двигуна. Враховуючи високу абсолютну і відносну вартість газотурбінних авіаційних двигунів, високі вимоги до технічних даних і характеристик авіаційних силових установок з ГТД,  результати теоретичного дослідження робочого процесу триконтурного газотурбінного двигуна із заднім розташуванням турбовентиляторної приставки  мають суттєве значення у вирішенні  актуальної проблеми підвищення ефективності і економічності літального апарату, зменшення вартості його життєвого циклу.

2. В дисертації розроблена математична модель робочого процесу триконтурного газотурбінного двигуна із заднім розташуванням турбовентиляторної приставки, використовування якої дозволяє аналізувати робочий процес триконтурного газотурбінного двигуна і  визначати оптимальні  параметри робочого процесу двигуна відповідно до потрібних параметрів і характеристик літального апарату. 

3. Математична модель робочого процесу турбовентиляторної приставки, що запропонована в дисертації, дозволила розробити методику оптимізації параметрів турбовентиляторної приставки в рамках поставленої задачі. Результати розрахункового дослідження показали істотне зниження нерівномірності температурного поля у вінці лопатки турбовентиляторної приставки триконтурного двигуна в порівнянні з нерівномірністю температурного поля  звичайного двоконтурного двигуна із заднім розташуванням турбовентиляторної приставки.

4. На основі розрахункових досліджень експлуатаційних характеристик  триконтурних газотурбінних двигунів отримані рекомендації  по вибору і обґрунтовуванню законів управління, а також визначенню оптимальних значення параметрів робочого процесу триконтурного газотурбінного двигуна відповідно розрахункових умов.

5. Результати розрахункових досліджень експлуатаційних характеристик  триконтурних газотурбінних двигунів свідчать про перспективність використання запропонованого типу газотурбінних двигунів у вирішенні проблеми створення  газотурбінних двигунів модульної конструкції на основі універсального базового газогенератора.

СПИСОК ВИКОРИСТАНИХ ДЖЕРЕЛ

1. Абрамович   Г.Н.   Прикладная  газовая  динамика.  Абрамович Г.Н. -М.;Наука.1976.-888 с.             

2. Акатнов  Н.И.  Распространение  плоской турбулентной струи вдоль          твердой гладкой и шероховатой  поверхностей. -Изв.АН СССР. Отделение            техн. наук.  Механика  и  машиностроение.  1960. N 1,с.27-33.

3. Аэродинамика силовых установок: Сб.ст.-ЦАГИ –(Труды Центрального аэрогидродинамического института им. Н.Е.Жуковского) Вып.2534, 1994.-42с.

4. Аэродинамическое  совершенствование  лопаточных  аппаратов паровых          и  газовых  турбин.  Е.А.Гукасова,  М.И.Жуковский,  А.Г.Богатырев и др.        п.р. В.С.Жуковского и С.С.Кутателадзе. М.-Л.. Госэнергоиздат,1960. 340с.

5. Белоцерковский С.М. Ништ М.И. Отрывное и безотрывное обтекание         тонких  крыльев  идеальной  жидкостью.  М.,  Наука, 1978, 352с.

 6. Агульник А.Б. Бакулев В.И., Голубев В.А., Кравченко И.В., Крылов Б.А.. Термогазодинамические расчеты и расчет характеристик авиационных ГТД. Москва. МАИ. 2002.-256. 

7. Бим Р.М.,Уорминг Р.Ф. Неявная факторизованная разностная схема для         уравнений Навье-Стокса течения сжимаемого газа.- Ракеетная техника и          космонавтика, 1978, т.16,№4.-С.145-156.

8. Гиневский А.С. Теория турбулентных струй и следов. М. Машиностроение, 1969, 400с.

9. Дорфман Л.А.. Численные методы в газодинамике турбомашин. Л. Энергия,1984.-270 с.

10.Гиневский А.С.,  Почкина К.А. Экспериментальное исследование осесимметричной струи в диффузорном и конфузорном спутном потоке. -В кн.:  Промышленная аэродинамика. Вып.30. М. Машиностроение . 1973, с. 150-156.

11. Горлин С.М.,  Слезингер И.И.  Аэромеханические измерения, методы и приборы. М., Наука. 1964. 720 с.

12. Дженнионс, Стоу. Система квазитерхмерного проектирования лопаток турбомашин. Ч.1-2. Энергетические машины, т.107.-№2.-1985.- С.113-119.

13. Довжик С.А.  Исследование по аэродинамике осевого дозвукового компрессора. Труды ЦАГИ. Вып. 1099. М. ЦАГИ, 1969, 247 с.

14. Бакулев В.И., Голубев В.А., Крылов Б.А.., Нечаев Ю.Р. Теория , расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок, Москва, МАИ 2003 – 688

15. Зрелов В.А. Отечественные газотурбинные двигатели. Основные параметры и конструктивные схемы. Зрелов В.А. –М.Машиностроение, 2005.-280 с.

16. Коматов А.П. Исследование плоских компрессорных решеток. В кн. Лопаточные машины и струйные аппараты. Вып.7.М., Маш., 1967, с. 67-114.

17. Лойцянский Л.Г. Механика жидкости и газа. М., Наука, 1973,  846 с.

18. Нечаев Ю.Н., Федоров Р.М. Теория авиационных газотурбинных двигателей.  Часть 2.-М. Машиностроение, 1978,  336 с.

19. Ништ М.И., Котовский В.Н., Федоров Р.М. Математическое моделирование на ЭВМ стационарного и нестационарного обтекания телесных профилей и решеток идеальной несжимаемой  жидкостью. Доклады   Академии   наук   СССР,   1980.   т.252, N6, с. 1341-1345.

20. Проектирование авиационных газотурбиных двигателей. Учебник для вузов  Под ред. профессора А.М.Ахмедзянова. –М. Машиностроение.2000.-454 с.

21. Прандтль Л.  Гидроаэродинамика.  Пер.  с нем. М., ИЛ,1951,  576 с.

22. Седов Л.И.  Плоские задачи гидродинамики  и  аэродинамики. М., Наука, 1966, 448 с.

23. Сироткин Я.А.  Аэродинамический расчет лопаток осевых турбомашин. М., Машиностроение, 1972, 448 с.

24. Бакулев В.И., Крылов Б.А.., Юн А.А. Расчет высотно-скоростных и дроссельных характеристик ТРД и ТРДФ. Москва, МАИ 2000 – 204

25. Степанов Г.Ю.  Гидродинамика решеток турбомашин.М.,Физматгиз, 1962, 512 с.

26. Струминский В.В. Аэромеханика и газовая динамика. М.,Наука,1976,296с. .

 27.Терещенко Ю.М. Аэродинамика компрессорных решеток. М., Машиностроение, 1079, 120 с.

 28.Терещенко Ю.М. Аэродинамическое совершенствование лопаточных аппаратов компрессоров.- М., Машиностроение, 1988, 168 с.

29.Терещенко Ю.М., Митрахович М.М.  Аэродинамика компрессоров с управлением отрывом потока. Труди Інституту математики НАН України. Том 16. Інститут математики НАН України, -Київ,-1996,252 с.

30. Терещенко Ю.М. ,Митрахович М.М. Авіаційні газотурбінни двигуни. -К.КВІЦ, 2001.-312 с.

31.Терещенко Ю.М.,Бойко Л.Г., Дмитрієв С.О. , Теория теплових двигунів., - К., Вища шк.,2001.-382 с.

32. Терещенко Ю.Ю., Волянська Л.Г.,  Вплив в’язкости  потоку на режими запирання решітки тонких пластин. Вісник НАУ.-Київ, НАУ,- 2005, №1- с. 60-64. 

33.Терещенко Ю.Ю., Волянська Л.Г. Определение коэффициентов подъемной силы и сопротивления профиля в решетке. Авіаційно-космічна техніка і технологія . Науково-технічній журнал.Вип.№8 (24) –Харьков: ХАІ, 2005-с. 134-137.

 34.Терещенко Ю.Ю., Волянська Л.Г. Визначення характеристик аеродинамічного профіля на критичних режимах. Збірник наукових праць ЦНДІ ОВТ ЗС України, 2005, №1.

35.Терещенко Ю.Ю., Волянська Л.Г. Інтегро-диференціальний метод визначення оптимальних параметрів решіток аеродинамічних профілів. Збірник наукових  праць Державного науково-дослідного інституту авіації, 2005. Вип..38, с. 189-194

36.Терещенко Ю.Ю., Волянська Л.Г. Исследование аэродинамической нагруженности ступени осевого компресора с двухрядными лопаточными венцами. Восточно-европейский журнал передових технологий, №2 (20), 2006, с. 155-158

37.Терещенко Ю.Ю., Волянська Л.Г. Оптимизация конструктивних лопаточных улов сверхзвуковой ступени осевого компресора. Восточно-европейский журнал передових технологий, №1 (19), 2006, с. 170-172

38.Терещенко Ю.Ю., Кирчу Ф.І. Характеристика трансзвукового ступеня осевого компресора з дворядними лопатковими вінцями робочого колеса та напрямного апарата. ВІСНИК НАУ, Науковий журнал, № 3 (36), 2008. с.32-39.

39. Tereschenko Y.M., Tereschenko Y.Y.,Antonuk I.M., Crisis of  viscous flow in airfoil cascade. Proceedings of the third world congress « AVIATION IN THE ΧΧI-ST  CENTURY», Vol.1, Kyiv-2008

40. Терещенко Ю.Ю., Терещенко Ю.М., Гуз С.Ю. Криза в’язкої течії в аеродинамічних решітках. Восточно-европейский журнал передових технологий, №2/5 (38) , 2009, с. 31-34

41 Терещенко Ю.Ю., Терещенко Ю.М. Узгодження параметрів турбовентиляторної приставки ТРДД із заднім розташуванням вентилятора. Восточно-европейский журнал передових технологий, №3/6(39),2009,с.42-44.

42. Терещенко Ю.М., Терещенко Ю.Ю. и др. Трехконтурный турбореактивный двигатель. Патент на изобретение № 87173. Зарегистрировано в Государственном реестре патентов Украины на изобретения 25.06.2009. Опубликовано в Бюллетене №12 про выдачу патентов 25.06.2009.

43. Терещенко Ю.М., Терещенко Ю.Ю. и др. Трехконтурный форсированній турбореактивный двигатель. Патент на изобретение № 63123.    Зарегистрировано в Государственном реестре патентов Украины на изобретения  26.09.2011. Опубликовано в Бюллетене № 18    про выдачу патентов 26.09.2011.

44. Терещенко Ю.Ю., Терещенко Ю.М.,Волянская Л.Г. Знергетический баланс двухконтурного газотурбинного двигателя с раздельным выходом потоков. Восточно-европейский журнал передовых технологий, №2/6(41),2010,с.42-44.

45. Терещенко Ю.М.,Терещенко Ю.Ю., и др., Теория авиационных трехконтурных турбореактивных двигателей. Монография, - К., Издательство национального авиационного университета» НАУ-друк,2010.-116 с.

46. Терещенко Ю.М.,Терещенко Ю.Ю., и др. , Аэродинамические следы в компрессорах газотурбинных двигателей. Монография. - К., Издательство национального авиационного университета» ,2012.-232 с.

47. Федоров Р.М., Юшков Ю.В. Расчет параметров и характеристик ДТРД и ДТРДФ. ВВИА им.проф. Н.Е.Жуковского,1974.102 с.

48.Федяевский К.К. Избранные труды. Л. Судостроение. 1975,        439 с .

49. Фиккерт К. Исследование диффузорных решеток с большим отклонением потока.  -  Вопросы ракетной техники.  1953,  N1,  c.57-67.

50. Холщевников К.В., Емин О.Н., Митрохин В.Т. Теория и расчет авиационных лопаточных машин. 2-е изд., перераб. и доп. –М: Машиностроение, 1986. 432с.

51. Чжен П.  Управление отрывом потока.  Пер. с англ. М., Мир,  1979, 552 с.

52.  Хинце И.О. Турбулентность.-М.:Физматгиз,1963., 325 с.

53. Хауторн У.Р.  Аэродинамика турбин и компрессоров.  Пер.  с англ. М., Машиностроение, 1970. 603 с. 

54. Флоров И.Ф. Методы оценки эффективности применения двигателей в авиации. Труды ЦИАМ № 1099, 1985, 260 с.

55. Христофоров И.Л.Силовые установки летательных аппаратов: Учеб. пособие/ Христофоров И.Л. - М.: Изд-во МАИ, 2003. - 103 с.

56. Холщевников К.В.  Теория и расчет  авиационных  лопаточных         М., Машиностроение, 1970. 603 с.

57. Центральный аэрогидродинамический ин-т им. Н.Е.Жуковского, Москва. Фундаментальные проблемы аэротермодинамики силовых установок летательных аппаратов: материалы Всерос.науч.-техн.конф., г. Жуковский, 1-3 дек.1999 г. - Б.м.: ЦАГИ, 1999. - 294 с.

58. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. Пер. с англ. М., Наука, 1969,717с.

    59. Перечень передовых технологий, предложенных Пентагоном США на 1996 г. Jane`s Defence Weekly, N 23, 1995.– С. 12-15.

      Jane's. ALL THE WORLD'S AIRCRAFT/ Jane's.  P. Jackson.  Ninety-fifth year of issue 2004-2005.– 860 с.