Содержание

1 Расчеты по выбору силовой установки 4

1.1 Формирование исходных данных 4

1.2 Определение облика самолета и силовой установки 4

на базе двигателей разных типов 4

1.2.1 Определение параметров самолета 4

1.2.2 Определение параметров силовой установки 5

1.3 Определение потребных и располагаемых тяговых характеристик 8

силовой установки 8

1.3.1 Величина потребной тяги двигателя 8

1.3.2 Степень дросселирования ТРД, ТРДД 8

1.4Определение необходимого запаса топлива на борта самолета 9

1.4.1 Масса топлива на борту ЛА 9

1.4.2 Масса топлива с топливной системой 10

1.4.3 Суммарный объем топливных баков 10

1.5 Анализ массового баланса самолета 11

с различными силовыми установками 11

1.5.1 Масса силовой установки 11

1.5.2 Масса полезной нагрузки 11

1.5.3 Относительные массы 11

1.5.4 Анализ массового баланса 12

1.6 Анализ технико-экономической эффективности 13

и выбор оптимального варианта силовой установки 13

1.6.1 Относительная часовая производительность самолета 13

1.6.2 Удельная производительность самолета 13

1.6.3 Километровый расход топлива 13

1.6.4 Приведенный расход топлива 14

1.7 Выбор прототипа, конструктивной схемы, основных параметров 15

рабочего процесса, показателей эффективности работы 15

основных узлов двигателя 15

2. Термогазодинамический расчет двигателя 15

на взлетном режиме в САУ 15

2.1 Выбор роторной части ГТД и основных параметров рабочего процесса 15

2.2Термогазодинамический расчет 17

2.2.1 Вентилятор 17

2.2.2 Подпорные ступени 18

2.2.3 Компрессор высокого давления 18

2.2.4 Основная камера сгорания 18

2.2.5 Турбина высокого давления. 19

2.2.6 Турбина низкого давления 20

2.2.7 Выходное устройство 20

2.3 Результаты термогазодинамического расчета в среде GasTurb 9 21

2.4 Сравнение удельных показателей (удельной тяги, удельного расхода топлива удельной массы) спроектированного двигателя и прототипов на взлетном режиме Н=0,М=0, САУ. 22

Список литературы 25

1 Расчеты по выбору силовой установки

1.1 Формирование исходных данных

В соответствии с заданием на проектирование принимаются следующие исходные данные:

M_o=165000 кг, L=8800км , H_кр=12000м, М_пкр=0,81, q_max=25,6 кПа, M_п0max=0,6, P_H^*_min=10 кПа, T_H^*_max=400K, V_отрmax=225 км/ч.

Типы двигателей для расчета: ТРД, ТРДДс m=1, ТРДД с m=6

По графику рис. 3.9 /1/ определяем Р₀ и Р

Вывод: Сформированы исходные данные для расчета

1.2 Определение облика самолета и силовой установки

на базе двигателей разных типов

1.2.1 Определение параметров самолета

1.2.1.1 Взлетный вес самолета

даН.

1.2.1.2 Площадь крыла

[м²].

1.2.1.3 Скорость отрыва самолета при взлете

где -принимается по графику 1.13 /1/

V^’_отр>V_отр => необходимо применить механизациюС_уотр=2,6;

V^’’_отр<V_отр.

1.2.1.4 Определение M_потр

1.2.1.5 Аэродинамическое качество самолета

(При отрыве принимается приближенно)

1.2.1.6 Коэффициент C_x при отрыве

1.2.1.7 Сила лобового сопротивления при отрыве от земли

1.2.2 Определение параметров силовой установки

1.2.1.1. Взлетная тяга силовой установки

1.2.2.2 Выбор числа двигателей

Число двигателей выбирается из условия безопасного продолжения полета при отказе одного из двигателей

ТРД, ТРДД

следовательно выбираем число двигателей n_дв=4 исходя из соображений тяги одного двигателя.

1.2.2.3 Суммарная площадь входа

где P_F [даН/м²] берется согласно таблице 3.1 /1/

ТРД P_F=10000;

м²;

ТРДД (m=1)

P_F=7000;

м²;

ТРДД (m=6)

P_F=5000;

м².

1.2.2.4 Параметр согласования силовой установки с самолетом

ТРД:

ТРДД (m=1):

ТРД Д (m=6):

1.2.2.5 Площадь входа в компрессор

;

ТРД

ТРДД (m=1)

ТРД Д (m=6)

1.2.2.6 Наружный диаметр входа в компрессор

;

ТРД: м;

ТРДД (m=1): м;

ТРДД (m=6): м.

1.2.2.7 Взлетная тяга одного двигателя

даН.

1.2.2.9 Расход воздуха через двигатель

где P_уд берется согласно таблице 3.1 /1/

ТРД

ТРДД(m=1)

ТРД Д(m=6)

1.2.2.10 Масса двигателя

M_дв=µ_двP_взл ; где µ_двберется согласно таблице 3.1 /1/

ТРД M_дв=0,22· =3116 кг;

ТРД Д(m=1) M_дв=0,2· =2833 кг;

ТРД Д(m=6) M_дв=0,17· =2408 кг.

Вывод: определили параметры, определяющие облик самолета и силовой установки при различных типах тепловых двигателей.

1.3 Определение потребных и располагаемых тяговых характеристик

силовой установки

1.3.1 Величина потребной тяги двигателя

по поляре самолета рис. 1.13 /1/ определяем значение С_x=0,0312

1.3.2 Степень дросселирования ТРД, ТРДД

, где =0,035;

;

где принимается в соответствии с графиками рис. 3.2-3.6 /1/

ТРД: P_м=0,3

ТРДД(m=1) :P_м=0,27

ТРДД(m=6):P_м=0,2

Вывод: определили величину потребной тяги, а также степень дросселирования силовой установки для различных типов двигателей.

1.4Определение необходимого запаса топлива на борта самолета

1.4.1 Масса топлива на борту ЛА

[кг],

где , коэффициент учитывающий аэронавигационный запас топлив,

y = 1.025 – коэф., учитывающий повышенный расход топлива при взлете, наборе высоты и скорости и при посадке самолета при

количество двигателей (которое уже учитывается при нахождении )

-масса топлива, необходимого для питания одного двигателя в полете на заданное расстояние на крейсерском режиме.

Значение вычислим по формуле:

,[кг];

где τ- время полета на заданную дальность вычислим по формуле:

Где и - берется согласно прил 4 /1/

;

- берется согласно табл 3.1 /1/;

- берется согласно рис 3.2-3.6 /1/;

- берется согласно рис 3.7 /1/;

ТРД: =0,9 ;

кг;

кг;

ТРДД(m=1): =0,6 ;

кг

кг

ТРДД(m=6):

=0,33 ;

;

кг;

кг.

1.4.2 Масса топлива с топливной системой

, [кг]

где k₂=1,02..1,1 – коэффициент, учитывающий массу ТБ и систем

ТРД: кг;

ТРДД(m=1): кг;

ТРДД(m=6): кг.

1.4.3 Суммарный объем топливных баков

[м³], где ρ_т=0,775 берется согласно табл 3.2 /1/

ТРД: м³;

ТРДД(m=1): м³;

ТРДД(m=6): м³.

Вывод: Определили массу топлива и топливной системы при использовании в качестве топлива авиационного керосина.В итоге наименьший объем топливной системы,следовательно и масса, наименьшие у ТРДД с большой степенью двухконтурности, а наибольший – у ТРД.

1.5 Анализ массового баланса самолета

с различными силовыми установками

1.5.1 Масса силовой установки

кг– масса планера с оборудованием, служебной нагрузкой и снаряжением.

Где ; берется согласно табл. 1.4 /1/

, [кг];

гдеk₁ – коэффициент, учитывающий массу мотогондолы k₁=1,5 /1/;

ТРД: кг;

ТРДД(m=1): кг;

ТРДД(m=6): кг.

1.5.2 Масса полезной нагрузки

, [кг];

ТРД: кг;

ТРДД(m=1): кг;

ТРДД(m=6): кг.

1.5.3 Относительные массы

Относительная масса силовой установки:

;

ТРД:

ТРДД(m=1):

ТРДД(m=6):

Относительная масса топлива и топливосистемы

ТРД:

ТРДД(m=1):

ТРДД(m=6):

Относительная масса полезной нагрузки:

ТРД:

ТРДД(m=1):

ТРДД(m=6):

1.5.4 Анализ массового баланса

На основании полученных данных составляем сравнительную таблицу 1.1 по абсолютным значениям.

Таблица 1.1

	Mo ,кг	Mпл,об,сн,кг	Мсу,кг	Мт,тс,кг	Мпн,кг
ТРД	165000	57750	18695	96711	-8156
ТРДД(m=1)	165000	57750	16996	70614	19640
ТРДД(m=6)	165000	57750	14446	58011	34793

На основании полученных данных составляем сравнительную таблицу 1.2 по относительным значениям.

Таблица 1.2

ТРД	0,35	0,11	0,59	-0,05
ТРДД(m=1)	0,35	0,10	0,43	0,12
ТРДД(m=6)	0,35	0,09	0,35	0,21

Вывод: Выполнили анализ массового баланса самолета и определили его массовую отдачу. Результаты свели в сравнительные таблицы, по всем показателям выбираем двигатель ТРДД с большой степенью двухконтурности m=6.У ТРД низкая относительная полезная нагрузка, в дальнейшем из расчетов его исключаем.

1.6 Анализ технико-экономической эффективности

и выбор оптимального варианта силовой установки

1.6.1 Относительная часовая производительность самолета

, где =0,93 берется согласно прил. 4 /1/

ТРДД(m=1) :

ТРДД(m=6) :

1.6.2 Удельная производительность самолета

ТРДД(m=1) :

ТРДД(m=6) :

1.6.3 Километровый расход топлива

ТРДД(m=1):

ТРДД(m=6) :

1.6.4 Приведенный расход топлива

или ;

ТРДД(m=1) :

ТРДД(m=6) :

На основании полученных данных составляем таблицу 1.3 критериев технико-экономической эффективности применения рассматриваемых вариантов силовых установок на самолете.

Таблица 1.3

		П,	kпас	qk,	Мт.пр,	Мт.пр,
ТРДД(m=1)	0,12	93,47	0,93	13,33	380,44	38,04
ТРДД(m=6)	0,21	167,28	1,67	10,95	174,64	17,46

Вывод: Сопоставили технико-экономические показатели эффективности заданного самолета с рассматриваемыми вариантами силовых установок и приняли решение об окончательном приемлемом варианте силовой установки.

По критериям технико-экономической эффективности применения силовой установки на самолете мах; П мах; к_пас мах; q_к min; М_т.пр min, приняли решение о выборе силовой установки типа ТРДД с большой степенью двухконтурности m=6.