Метрология / Том 1. Общие сведения. Основные параметры и требования. Конструктивные и силовые схемы / 2-2-Parametry_GTD

Рисунок 2.4 – Зависимость удельного расхода топлива от эффективного (η å)

èполетного КПД

2.2- Параметры ГТД

2.2.1 - Основные параметры авиационных ГТД

Параметры, характеризующие ГТД, можно разделить на две группы.

Первая группа – это параметры, выражающиеся абсолютной величиной и зависящие от размерности двигателя. Важнейшие из них:

-реактивная тяга – для двигателей прямой реакции (ТРД, ТРДФ, ТРДД, ТРДДФ),

-мощность на выходном валу – для ГТД непрямой реакции (ТВД и вертолетных ГТД);

-расход топлива;

-расход воздуха на входе в двигатель;

-сухая масса;

-габаритные размеры.

Тяга, мощность, расход топлива и расход воздуха зависят от многих факторов - режима работы ГТД, скорости и высоты полета, атмосферных условий, принятой программы регулирования. Поэтому эти параметры обычно указываются при стандартных атмосферных условиях для основных важнейших режимов и условий полета - на взлетном режиме при Í = 0 è ÌÏ = 0 и в высотно-скоро- стных условиях, наиболее характерных для конкретного типа ГТД.

Рисунок 2.5 – Теоретически достижимые минимальные значения удельных расходов топлива в зависимости от температуры газа перед турбиной

Например, для ТРДД магистральных гражданских и военно-транспортных самолетов это, как правило, режим набора высоты (номинальный) и максимальный крейсерский режим на высоте Í = 11 км при скорости полета, соответствующей числу ÌÏ = 0,8 (VÏ = 850 км/ч), а также максимальный режим при Í = 0 при скорости отрыва самолета от ВПП (ÌÏ = 0,2…0,25).

Для военных ТРДФ и ТРДДФ в земных условиях обычно указывается параметры на взлетном режиме, как без использования форсажа, так и с вклю- ченной ФК (полный форсаж).

В зависимости от назначения двигателя вели- чина тяги и мощность авиационных ГТД (размерность двигателя) изменяются в широких пределах. Они определяют расход воздуха, расход топлива, габаритные размеры и массу ГТД. Указанные абсолютные параметры используются при проектировании летательного аппарата для определения его летно-технических характеристик.

Тяга современных ТРД и ТРДД изменяется в широких пределах - от нескольких килоньютонов до нескольких сотен килоньютонов. В настоящее время максимальная тяга достигнута на ТРДД GE90-115B фирмы General Electric (GE). Этот двигатель предназначен для двухдвигательного дальнемагистрального самолета Вoeing 777. Во время испытаний двигатель развивал тягу 569 кН

(58000 кгс) при сертификационной взлетной тяге

512 кН (52200 кгс). Среди форсажных двигателей наибольшую взлетную тягу RÔ = 245 кН (25000 кгс) имеет ТРДДФ НК-32, разработанный в СССР в КБ «Труд» (в настоящее время - ОАО «СНТК имени Н.Д.Кузнецова», г. Самара), и применяемый на стратегическом бомбардировщике ТУ-160.

Мощность современных ТВД и вертолетных ГТД составляет от нескольких сотен до нескольких тысяч киловатт. Максимальную мощность Nе = 11030 кВт (15000 л.с.) имеет двигатель НК-12 самарского КБ «Труд» для самолетов ТУ-95, ТУ114, АН-22. Двигатель прошел государственные испытания в 1956 г. и в течение полувека является рекордсменом-долгожителем, продолжая эксплуатацию на стратегическом бомбардировщике ТУ-95 и военно-транспортном самолете АН-22.

Наиболее мощным вертолетным ГТД является двигатель Д-136 мощностью 8400 кВт (11400 л.с.), созданный в СССР в КБ «Прогресс» (г. Запорожье, ныне Украина) для тяжелых вертолетов МИ-26.

Столь широкий диапазон тяги и мощности ГТД обуславливает значительные различия в конструкции и параметрах двигателей в зависимости от их размерности. Поэтому, при анализе конструктивных особенностей и параметров ГТД обычно условно делят на классы тяги или мощности (более узкие диапазоны). Входящие в один класс двигатели имеют относительно близкую размерность и, соответственно, значительно большую общность параметров и конструктивных решений. Это позволяет более объективно оценивать и сравнивать степень совершенства ГТД и его отдельных узлов.

Например, для современных гражданских ТРДД можно условно выделить следующие классы тяги:

-10…30 кН (~1000…3000 кгс) – ТРДД для небольших служебных и региональных самолетов;

-30…60 кН (3000…6000 кгс) – ТРДД для двухдвигательных дальних служебных самолетов и для региональных самолетов вместимостью 50…70 пассажиров;

-60…90 кН (6000…9000 кгс) – ТРДД для двухдвигательных региональных самолетов вместимостью 70…120 пассажиров;

-90…140 кН (9000…14000 кгс) – ТРДД для двухдвигательных ближне- и среднемагистральных самолетов вместимостью 120…180 пассажиров;

-140…200 кН (14000…20000 кгс) – ТРДД для двухдвигательных ближне- и среднемагистральных самолетов вместимостью 180…250 пассажиров и для четырехдвигательных дальнемагистральных самолетов вместимостью 300…350 пассажиров;

- 200…350 кН (20000…35000 кгс) ТРДД для двухдвигательных ближне- и среднемагистральных самолетов вместимостью 200…300 пассажиров и для четырехдвигательных дальнемагистральных самолетов вместимостью 350…600 пассажиров;

- свыше 350 кН ( > 35000 кгс) - ТРДД для двухдвигательных дальнемагистральных самолетов вместимостью свыше 300 пассажиров.

Для военных ТРД(Ф) и ТРДД(Ф) можно выделить следующие классы тяги:

- до 10 кН ( < 1000 кгс) – малоразмерные ТРД и ТРДД для летающих мишеней, крылатых ракет, беспилотных ЛА;

- 10…50 кН (1000…5000 кгс) – двигатели для учебно-тренировочных самолетов, легких истребителей и ударных самолетов;

- 50…150 кН (5000…15000 кгс) – двигатели для средних и тяжелых одно- и двухдвигательных боевых самолетов (истребители и ударные самолеты); - свыше 150 кН (> 15000 кгс) – для тяжелых истребителей и ударных самолетов с высокой тяговооруженностью, а также сверхзвуковых тяжелых

стратегических бомбардировщиков.

ТВД и вертолетные ГТД можно условно разделить на двигатели малой (< 1000 кВт), средней (1000…3000 кВт) и высокой (> 3000 кВт) мощности. ГТД малой мощности применяются на легких турбовинтовых самолетах и вертолетах (служебных и частных). ГТД средней мощности применяются на транспортных и пассажирских двух- и четырехдвигательных турбовинтовых самолетах и вертолетах среднего класса. ГТД высокой мощности применяются на тяжелых транспортных самолетах и бомбардировщиках (АН-22, Ту-95) и тяжелых вертолетах (МИ-26).

Необходимо отметить, что такое деление двигателей на классы носит условный характер. В зависимости от конкретных целей сравнения и анализа классы тяги и мощности ГТД могут быть сужены или расширены.

Расход воздуха современных авиационных ГТД изменяется в широких пределах: от ~1 кг/с в вертолетных и самолетных ГТД малой мощности до ~1500 кг/с в мощных ТРДД с высокой степенью двухконтурности.

Для сравнительной оценки уровня технического совершенства ГТД используются удельные параметры, не зависящие от размерности двигателя:

- удельная тяга RÓÄ – отношение тяги ТРД(Ф)

и ТРДД(Ф) к расходу воздуха (RÓÄ = R/GÂ);

- удельная мощность NÓÄ – отношение мощности на валу ТВД или вертолетных ГТД к расходу воздуха (NÓÄ = Nå/ GÂ);

- удельный расход топлива – отношение ча- сового расхода топлива к тяге или мощности (для ТРД и ТРДД ÑR = GÒ/R, для ТВД и вертолетных

å= GÒ/Nå);

-удельная масса γ - отношение сухой массы

êтяге или мощности ( для ТРД и ТРДД γ = ÌÄÂ/R, для ТВД и вертолетных ГТД γ = ÌÄÂ/Ne ). В зарубежной литературе часто используется обратная величина – отношение тяги к массе;

-лобовая тяга RËÎÁ – отношение тяги к площади входа в двигатель (RËÎÁ = R/FÂÕ).

Удельной тягой и мощностью (RÓÄ , NÓÄ ) называют тягу или мощность, получаемые с одного килограмма расхода воздуха через двигатель. При заданной тяге или мощности повышение удельных показателей означает снижение потребного расхода воздуха через двигатель и, как следствие - уменьшение габаритов и массы ГТД.

К настоящему времени на военных ТРДДФ с низкой степенью двухконтурности m = 0,25…0,5 достигнута наибольшая величина удельной тяги. Она составляет 120…130 дН/кг/с и имеет тенденцию к дальнейшему увеличению в перспективных проектах. Высокая удельная тяга для современных военных двигателей помимо снижения массы и габаритов обеспечивает возможность сверхзвукового крейсерского полета без включения форсажной камеры.

Удельная тяга гражданских ТРДД имеет тенденцию к некоторому снижению даже несмотря рост температуры газа перед турбиной. Это является следствием постоянного повышения степени двухконтурности (расхода воздуха) для улучшения экономичности и снижения шума.

Совершенствование цикла ГТД - повышение

Ò*Ã, π *Ê, аэродинамической эффективности узлов - позволяет на современных самолетных и вертолетных двигателях достигать удельной мощности

NÓÄ = 300…350 кВт/кг/с. И эта величина не является предельной.

Удельный расход топлива характеризует топливную эффективность (экономичность) ГТД. Для современных гражданских ТРДД в условиях крей-

серского полета ( H = 11 êì, Ìï = 0,8) он составляет величину CR = 0,5...0,8 êã/äÍ·ч. Более высокие значе- ния CR = 0,8...0,7 êã/äÍ·ч имеют ТРДД 1960...1970-х годов с низкой степенью двухконтурности m =1…2,5. Новейшие ТРДД с высокой и сверхвысокой степенью двухконтурности (m=5…16) имеют удельный

расход CR= 0,6…0,5 êã/äÍ·ч. На Рис.2.6 показана зависимость удельного расхода топлива от уровня тяги для современных ТРДД.

Удельный расход топлива современных ТВД и вертолетных ГТД (Cå) составляет:ÃÒÄ Ñ

-0,25…0,3 êã/êÂò·ч для ГТД мощностью более 1000 кВт;

-0,3…0,35 êã/êÂò·ч для ГТД малой мощности до 1000 кВт.

Снижение удельного расхода топлива значи- тельно уменьшает прямые эксплуатационные расходы и позволяет увеличить дальность полета воздушных судов. Поэтому улучшение экономичности гражданских ТРДД, ТВД и вертолетных ГТД - важнейшее направление их совершенствования.

Для военных ТРД(Ф) и ТРДД(Ф) экономич- ность также является важным фактором, во многом определяющим радиус боевого действия и стоимость жизненного цикла двигателя. Для данного типа двигателей стремление к повышению удельной тяги входит в противоречие с необходимостью снижения удельного расхода топлива. Поэтому при выборе параметров военных ТРДД, особенно предназначенных для многорежимных самолетов, ищется оптимальный компромисс, который бы удовлетворял требования высоких тяговых характеристик и приемлемой экономичности.

Сочетание высокой удельной тяги на сверхзвуковых режимах и низкого удельного расхода топлива на дозвуковых крейсерских режимах может быть обеспечено применением различных схем двигателей с изменяемым циклом (ДИЦ). Такие двигатели обеспечивают оптимальное изменение степени двухконтурности и степени сжатия на различных режимах.

Удельная масса ГТД является комплексным показателем, который характеризует параметрическое, конструктивное и технологическое совершенство ГТД. При проектировании ГТД, его узлов и агрегатов применяются различные способы, направленные на снижение удельной массы.

Основные из этих способов:

-совершенствование цикла ГТД - повышение параметров цикла, снижение внутрицикловых потерь, применение сложных циклов позволяет увеличить удельную работу цикла и, при заданной тяге, снизить потребный расход воздуха через ГТД, а значит и его размерность;

-аэродинамическое и конструктивное совершенствование основных узлов ГТД - увеличение аэродинамической нагрузки ступеней компрессора и турбины, а также конструктивные и схемные мероприятия позволяют снизить число ступеней и, следовательно, снизить массу;

-современные конструкционные материалы – применение более жаропрочных, с высокими механическими свойствами, в том числе композиционных материалов как в «горячих», так и в «холодных» узлах ГТД, позволяет снизить массу ос-

новных деталей ротора и статора при сохранении запасов длительной и циклической прочности;

- применение перспективных технологий изготовления - моноколеса типа «blisk» и «bling», передовые методы сварки роторов и корпусов, термозащитные покрытия деталей, наиболее подверженных воздействию высоких температур, и др.

Более детально эти способы снижения массы будут рассмотрены в разделах, посвященных проектированию основных узлов ГТД.

Отметим, что удельная масса авиационного ГТД зависит от его размерности - тяги или мощности. Это объясняется следующим. При сохранении геометрического подобия, механической напряженности и температурного состояния масса двигателя должна была бы зависеть от куба диаметра, например, диаметра на входе в компрессор. По зависимости, близкой к кубической, изменяются, например, массы роторов ГТД. Однако, для таких деталей как корпуса, сопла, входные устройства, агрегаты с коммуникациями зависимость массы от диаметра ближе к квадратичной. Поэтому масса двигателя ÌÄÂ пропорциональна диаметру D в степени n, ãäå 2 < n < 3. Для оценочных расчетов можно принимать n = 2,6, ò.å. ÌÄÂ~D2,6.

Тяга двигателя R пропорциональна расходу воздуха GÂ, который в свою очередь зависит от площади на входе в компрессор, т.е. от квадрата диаметра: R~ GÂ~D2. Тогда удельная масса ГТД может быть выражена как:

Поскольку n > 2, то при уменьшении D (размерности двигателя) γ тоже уменьшается.

Однако, это утверждение справедливо лишь до некоторой предельной тяги, примерно равной 10 кН (1000 кгс). При дальнейшем снижении тяги удельная масса будет возрастать, т.к. размеры значительного количества деталей при малой размерности ГТД определяются уже не условиями их нагрузки, а технологическими возможностями [2.2].

Таким образом, чтобы корректно сравнить удельные массы различных двигателей для оценки их совершенства, сравнение необходимо проводить для ГТД близкого класса тяги (мощности), одного типа и назначения.

Удельная масса современных гражданских ТРДД находится в пределах 0,16…0,21. Для военных ТРДДФ – в пределах 0,1…0,15. В перспективных программах планируется снижение удельной массы ТРДДФ до значений 0,05…0,08.

Лобовой тягой называют тягу, которую можно получить с единицы (1 м2) входного сечения ГТД. Лобовая тяга характеризует возможность получения заданной тяги при габаритных ограниче- ниях максимального диаметра двигателя.

При фиксированном диаметре на входе в компрессор лобовую тягу можно повысить за счет увеличения удельной тяги или производительности компрессора (расхода воздуха). Повышение расхода воздуха можно достичь увеличением скорости воздуха на входе в компрессор, а также уменьшением втулочного диаметра на входе в компрессор.

Âоднотипных двигателях увеличение лобовой тяги также косвенно говорит об улучшении их весовых характеристик.

2.2.2- Основные параметры наземных и морских приводных ГТД

Âотличие от авиационных двигателей, в наземных и морских ГТД свободная энергия полностью срабатывается на турбине и передается потребителю в виде механической работы на выходном валу двигателя. По способу использования свободной энергии наиболее близким авиационным аналогом для наземных и морских ГТД является вертолетный ГТД.

К основным параметрам наземных и морских ГТД относятся эффективная мощность и эффективный к.п.д. на выходном валу. Также важными параметрами являются расход воздуха, расход и температура газов на выхлопе, располагаемая тепловая мощность на выхлопе, расход топлива. Эти параметры используются при проектировании ГТУ и объектов применения ГТД.

Масса и габариты для наземных и морских ГТД имеют второстепенное значение. Исключение составляют транспортные ГТД, в т.ч. и морские, используемые для привода судовых движителей. Для транспортных двигателей габариты (объем) имеют важное значение, поскольку пространство для их размещения на объектах применения зачастую ограничено.

Параметры ГТД обычно даются в стандартных условиях ISO 2314:

- температура атмосферного воздуха +15 °С; - давление атмосферного воздуха 760 мм рт.ст.; - относительная влажность воздуха 60 %;

-без учета потерь давления во всасывающем

èвыхлопном устройствах объекта применения ГТД,

-с учетом потерь на всасе и выхлопе собственно ГТД - во входном корпусе компрессора и выхлопном тракте ГТД за турбиной, включающем стойки задней опоры, диффузор и улитку.

Мощность наземных и морских ГТД изменяется в широких пределах - от десятков киловатт в микротурбинах до сотен мегаватт в крупных стационарных энергетических ГТД. К настоящему времени создано множество моделей ГТД, достаточно равномерно заполняющих мощностной ряд от 30 кВт до 350000 кВт (350 МВт).

Мощностной ряд ГТД можно условно разделить на четыре класса:

-микротурбины – имеют мощность 30 кВт до 250 кВт, применяются обычно в составе автономных энергоагрегатов для выработки электроэнергии или совместного производства электрической, тепловой энергии и ряде случаев для производства холода;

-ГТД малой мощности - от 250 кВт до 10 МВт для механического и морского привода, привода электрогенераторов в составе ГТЭС простого цикла и в когенерационных установках для совместного производства электрической и тепловой энергии;

-ГТД средней мощности - от 10 МВт до 60 МВт для механического и морского привода, в составе ГТЭС простого и комбинированного парогазового цикла и в когенерационных установках;

-ГТД большой мощности - от 60 до 350 МВт, используются в составе ГТЭС комбинированного парогазового цикла и в когенерационных установках; значительно реже – в простом цикле.

Важнейшими удельными параметрами, определяющими степень технического совершенства наземных и морских ГТД, являются удельная мощность и эффективный к.п.д. на выходном валу.

Удельная мощность (аналогично ТВД и вертолетным ГТД) представляет собой мощность, приходящуюся на единицу (1 кг/с) расхода возду-

õà GÂ, и численно равна удельной работе цикла (кДж/кг), кВт/кг/с.

NÓÄ = Ne/GÂ.

Современные наземные и морские ГТД постоянно развиваются в сторону повышения удельной мощности за счет увеличения температуры газа перед турбиной, совершенствования аэродинамики лопаточных машин и систем охлаждения. В настоящее время особенно значителен прогресс в повышении параметров мощных одновальных энергетических ГТД. Это объясняется интенсивным

заимствованием авиационных технологий в области трехмерной аэродинамики, применением многослойных теплозащитных покрытий (ТЗП) и эффективных систем охлаждения турбины, использованием теплообменников для снижения температуры охлаждающего воздуха и водяного пара- в качестве охладителя.

Удельная мощность новейших серийных энергетических ГТД достигает 400…450 кВт/кг/с при освоенной температуре газа перед турбиной Ò*ÑÀ = 1700 К (при работе в базовом режиме с межремонтным ресурсом 25000 часов). Разрабатываются опытные модели энергетических ГТД с температурой газа перед турбиной Ò*ÑÀ = 1783 Ê.

У ГТД малой и средней мощности удельная мощность достигает значений 300…350 кВт/кг/с при максимальной температуре газа на номинальном режиме Ò*ÑÀ = 1500…1600 Ê.

Важнейшим удельным параметром наземны- х и морских ГТД является эффективный к.п.д. (η å). Он характеризует топливную эффективность и представляет собой отношение эффективной мощности на валу Nå к мощности, подведенной с топливом NÒÎÏË , êÂò:

,

,

ãäå GÒ ×ÀÑ – часовой расход топлива ГТД, кг/ч; Hu – низшая теплота сгорания, кДж/кг.

Учитывая, что отношение GÒ×ÀÑ/Nå является удельным расходом топлива Ñå, выражение для эффективного к.п.д. ГТД можно записать также в виде:

.

Повышение эффективного к.п.д. – важнейшее направление развития ГТД – достигается повышением параметров цикла Ò*ÑÀ è π *Ê в оптимальном соотношении, а также уменьшением внутрицикловых потерь за счет совершенствования аэродинамики лопаточных машин, систем охлаждения и снижения потерь по тракту ГТД.

Эффективный к.п.д. зависит также и от класса мощности - у ГТД меньшего класса мощности к.п.д., как правило, ниже (см. Рис. 2.7). Эта зависимость проявляется через фактор размерности. В ГТД меньшей мощности более умеренные параметры цикла, т.к. сложнее получить высокий к.п.д. на малоразмерных лопаточных машинах. Параметры цикла, кроме этого, влияют и на удельную стоимость ГТД. Эффективный

к.п.д. современных ГТД простого цикла составляет η å = 0,18…0,43.

Удельная стоимость ГТД – экономический параметр, характеризующий стоимость 1 кВт установленной мощности ГТД в определенной стандартной комплектации. Например, если ГТД применяется для механического привода, в состав оборудования входят: системы запуска, управления, противообледенительная и противопожарная, входное и выходное устройства, редуктор и некоторые др. С ростом мощности ГТД существенно снижается его удельная стоимость. Так, например, удельная стоимость ГТД для механического привода составляет от 400…450 $/кВт (для ГТД класса мощности ~1 МВт) до 170…180 $/кВт (для ГТД мощностью 30…40 МВт).

2.3 - Требования к авиационным ГТД

К авиационным ГТД предъявляются следующие требования:

-общие технические требования, изложенные

âнормативных документах,

-технические требования к конкретному разрабатываемому двигателю с учетом его установки на конкретный летательный аппарат.

В числе важнейших технических требований к конкретному двигателю - технические характеристики, надежность, ресурс, живучесть и безопасность, производственная и эксплуатационная технологичность, экологические характеристики, экономические показатели.

2.3.1 - Требования к тяге (мощности)

Тяга и удельный расход топлива – важнейшие характеристики двигателя, определяющие размеры и основные внутренние параметры (Ò*ÑÀ, π *Ê, m).

Тяга авиационного двигателя должна обеспе- чивать необходимую тяговооруженность летательного аппарата в различных условиях полета. Тяго-

вооруженность – это отношение суммарной тяги всех установленных на самолете двигателей (RÂÇË∑ ), к взлетной массе самолета (GÑÀÌ.ÂÇË):

.

Для транспортных дозвуковых самолетов тяга задается исходя из следующих условий.

Первое - обеспечение необходимой тяговооруженности на взлетном режиме (с ограничением

времени работы двигателей). Тяговооруженность должна обеспечивать нормальный взлет при заданной взлетной дистанции, безопасный взлет и набор высоты при отказе двигателя, уход на второй круг при снижении и посадке, а также минимальное акустическое воздействие при взлете и пролете. Тяговооруженность современных транспортных самолетов в зависимости от числа двигателей находится в пределах 0,25…0,35. Меньшее значение относится к четырехдвигательным самолетам, большее – к двухдвигательным.

Второе - получение необходимой тяговооруженности (избытка тяги) для набора высоты по заданной траектории H=f(L) с постоянной приборной скоростью (VÏÐ=const) и с оптимально-минималь- ным временем набора крейсерского эшелона (τ ≈ 30 мин), который определяется навигационными и экономическими факторами (расход топлива).

Третье - получение необходимой тяговооруженности на максимальном крейсерском режиме (предельный режим с неограниченным временем работы), для обеспечения устойчивого полета с поддержанием оптимальных заданных скорости (ÌÏ) и эшелона (Í) крейсерского полета. Самый выгодный по расходу топлива полет совершается по статическому потолку - с набором высоты по мере выгорания топлива. Однако, такой режим непригоден для пассажирских маршрутов.

При недостаточной тяговооруженности на взлетном режиме допускается применение максимального взлетного режима (ЧР, APR) с очень ограниченным суммарным временем работы (τ ≈ 5…30 мин). Такое может происходить при отказе двигателя на взлете и других чрезвычайных ситуациях. При отказе двигателя в высотном полете используется так называемый «промежуточный режим». Для поддержания безопасной высоты полета такой режим имеет меньшие параметры, чем взлетный режим, но бoльшие, чем режим набора высоты.

Поддержание заданной тяги на режимах производится, как правило, до температуры атмосферного воздуха tÍ = (ÌÑÀ+15 0С) при взлете и tÍ=(ÌÑÀ+10 ÎС) на режимах набора высоты и крейсерских. Поскольку скоростные характеристики двигателей с разной удельной тягой (различной степенью двухконтурности m) отличаются, то, как правило, дополнительно задается также тяга на взлетном режиме при скорости отрыва самолета от взлетно-посадочной полосы (ВПП), обычно соответствующей ÌÏ=0,20…0,24.

Дополнительным к сверхзвуковым транспортным самолетам предъявляется требование высокой тяговооруженности при ÌÏ = 0,95…1,15 äëÿ