2. Содержание и порядок выполнения

2.1 Основные разделы работы, их объем

Курсовая работа включает ряд последовательно выполняемых разделов. Типовые разделы и их трудоемкость даны в таблице.

Таблица

N п/п	Разделы	Трудоемкость в %
1	Формирование исходных данных	5
2	Определение облика самолета и силовой установки	5
3	Определение потребных и располагаемых тяговых характеристик силовой установки	5
4	Определение массы топлива и топливной системы самолета	5
5	Анализ массового баланса самолета с различными силовыми установками	5
6	Анализ технико-экономической эффективности и выбор оптимального варианта силовой установки	5
7	Определение эксплуатационного диапазона применения самолета с выбранной силовой установкой	5
8	Выбор прототипа, конструктивной схемы, основных параметров рабочего процесса, показателей эффективности работы основных узлов двигателя	5
9	Термогазодинамический расчет двигателя на взлетном режиме в САУ. Дополнительные расчеты *	40
10	Сравнение проектируемого двигателя с прототипом	5
11	Оформление пояснительной записки	15

• в качестве дополнительных расчетов в п.9 по указанию консультанта может быть проведен: расчет параметров двигателя на основных эксплуатационных режимах при САУ, расчет параметров двигателя при изменении атмосферных условий (климатические характеристики), расчетный анализ изменения характеристик двигателя при изменении характеристик основных узлов

• ( компрессора, камеры сгорания, турбины, реактивного сопла).

1. Содержание разделов

В разделе 1 формируются исходные данные для расчета. Часть данных принимается в соответствии с заданием на курсовую работу, а часть - по статистическим данным или по аналогии с самолетом-прототипом, согласно /1/. Независимо от назначения самолета приближенно принимается типовой профиль полета, характерный для полета гражданского самолета.

В разделе 2 на базе взлетного режима определяются параметры, определяющие облик самолета и силовой установки при различных типах тепловых двигателей.

В разделе 3 определяются потребные и располагаемые тяговые характеристики силовой установки для крейсерского полета при заданных значениях высоты полета Н и числа М полета. Равенство потребной и располагаемой эффективной тяг при Н= const и М= const обеспечивается за счет дросселирования силовой установки. Полученная величина степени дросселирования должна быть меньше единицы.

В разделе 4 определяется масса топлива и топливной системы при использовании в качестве топлива для ГТД авиационного керосина, а для поршневых двигателей - бензина Б-70.

В разделе 5 выполняется анализ массового баланса самолета и определяется его массовая отдача. Массовый баланс самолета анализируется для всех рассматриваемых вариантов силовой установки, при этом определяются абсолютные и относительные величины масс элементов самолета. По результатам расчетов составляется сводная таблица массового баланса самолета с различными силовыми установками. В случае получения с какой - либо силовой установкой М_пн<0 , для этого варианта определяется время полета и возможная дальность при М_пн0.05.

В разделе 6 выполняется сопоставительный анализ технико-экономической эффективности самолета с рассматриваемыми вариантами силовых установок и принимается решение об окончательном приемлемом варианте. При выполнении анализа используются следующие критерии технико-экономической эффективности применения силовой установки на самолете:

• относительная масса полезной нагрузки,

• относительная часовая производительность самолета,

• удельная производительность самолета,

• километровый расход топлива,

• приведенный расход топлива.

По результатам анализа составляется сводная таблица критериев технико-экономической эффективности применения рассматриваемых вариантов силовых установок на самолете и выбирается оптимальный вариант.

В разделе 7 проводятся расчеты по определению диапазона применения самолета с выбранной силовой установкой по числу М_п и высоте полета Н с учетом ограничений, обеспечивающих нормальное функционирование самолета и силовой установки. Диапазон применения самолета представляется в виде графика Н=f (М_п), на который наносятся линии, соответствующие различным ограничениям (по подъемной силе, максимальному скоростному напору и т.п.).

В разделе 8 на основании данных о выбранном типе двигателя, прототипе, тенденциях развития основных параметров рабочего процесса принимается решение о конструктивной схеме роторной части ГТД, основных параметрах рабочего процесса. В соответствии с рекомендациями выбираются достоверные данные о коэффициентах потерь во всех элементах двигателя, отборах воздуха на охлаждение турбины и на нужды летательного аппарата, отборах механической энергии, необходимых для привода вспомогательных агрегатов и других устройств, обеспечивающих нормальную работу двигателя.

В разделе 9 проводится термогазодинамический расчет двигателя на взлетном режиме в стандартных атмосферных условиях. Исходным данными для него являются: потребная тяга (или мощность), удельный расход топлива, найденные в предыдущих разделах при согласовании летно-технических характеристик самолета и его силовой установки. Задачей газодинамического расчета двигателя является определение основных параметров потока (температуры, давления, скорости) в расчетных сечениях воздушно - газового тракта (проточной части). По потребной тяге уточняется расход воздуха через двигатель. Уточненный расход воздуха позволяет определить все необходимые диаметральные размеры отдельных узлов двигателя для графического оформления проточной части.

В разделе 10 проводится сравнение удельных показателей (удельной тяги, удельного расхода топлива, удельной массы) спроектированного двигателя и прототипа на взлетном режиме Н=0, М=0, САУ. На основании анализа результатов сравнения делается вывод о правильности выбора коэффициентов потерь и параметров отбора.

После проверки консультантом выполненных разделов оформляется расчетно-пояснительная записка курсовой работы в соответствие с /6,7/.

Каждый основной раздел пояснительной записки должен заканчиваться, выводом, содержащим краткий анализ полученных в разделе данных и подтверждающим обоснованность достижения цели раздела курсовой работы.

Список литературы

1. Выбор силовой установки самолета: Учебн. пособие/ Арьков Ю.Г.; Уфимск. авиац. ин-т. Уфа. 1992.-100 с.

2. ГОСТ 23851-79. Двигатели газотурбинные авиационные. Термины и определения . -М.: Изд-во стандартов, 1980.-99с.

3. Ахмедзянов А.М. и др. Термогазодинамические расчеты авиационных ГТД. -Уфа:УАИ,1990. -340 с.

4. Шулекин В.Т., Тихонов Н.Д. Методические указания по газодинамическому расчету турбореактивных и турбовальных двигателей ВС ГА по дисциплине « Термодинамика, теплопередача и теория АД» для студентов специальности 130300. -М.: МГТУ ГА, 1998. - 64с.

5. Термогазодинамические расчеты двигателей и лопаточных машин. Методические указания/ Ахмедзянов А.М. и др. Уфа, УГАТУ, 1994. -46 с.

6. Графические и текстовые конструкторские документы. СТП УГАТУ 002-98.

7. Методические указания кафедры авиационных двигателей к курсовому проекту по конструированию узлов энергетических установок и авиационных двигателей (Cоставители: Харитонов В.Ф., Галимханов Б.К., Сираев Э.З. / Уфимск. гос. авиац. техн. ун-т, Уфа,1996.- 44 с.).

8. www.gasturb.de