Введение

Современный самолет- это сложная техническая система, в которой одинаково важны все составляющие ее взаимосвязанные элементы и свойства, такие как аэродинамика, масса, прочность, конструкция, различные системы и оборудование.

Качества силовой установки как подсистемы (масса, размеры, мощность, тяга, расход топлива и др.) в значительной степени определяют массу, грузоподъемность, максимальную скорость, дальность и высоту полета, маневренность и другие характеристики всей системы.

Поэтому выбор типа двигателей для силовой установки летательного аппарата обусловлен требованием получения заявленных летно-технических характеристик и обеспечения заданной технико-экономической эффективности самолета, совместимого с существующим комплексом наземного обслуживания.

Выбор типа силовой установки предполагается производить с сопоставлением критериев эффективности одного и того же самолета при полете его на одно и и тоже расстояние с перебором следующих типов двигателей:

1. одноконтурный турбореактивный двигатель (без форсажной камеры);

2. двухконтурный турбореактивный двигатель со степенью двухконтурности m=1;

3. двухконтурный турбореактивный двигатель со степенью двухконтурности m=6;

1. Исходные данные

1 Взлетная масса самолета M₀=100 т=100000 кг;

2 Дальность полета L=5200 км;

3 Высота крейсерского полета H_кр=10900 м;

4 Скорость крейсерского полета V_кр=950 км/ч;

5 Максимально допустимый скоростной напор q_max=25,6 кПа;

6 Минимальное значение p^*_{н min}=10 кПа;

7 Температура торможения T^*_{н max}=400 К;

8 Скорость отрыва V_отр=210 км/ч;

По аналогии с самолетом-прототипом ТУ-154М принимаем начальные значения

- удельной нагрузки на крыло p₀=5337 даН/;

- площадь крыла S=180

3. Выбор типа двигателя су

3.1. Выбор силовой установки самолета

2.1 Взлетный вес самолета:

даН.

2.2 Тяговооруженность самолета:

.

2.3 Скорость отрыва при взлете:

;

;;;

2.4 Число :

;

2.5 Аэродинамические качества самолета при отрыве от земли:

2.5.1 ;

2.5.2 ;

2.5.3 Сила лобового сопротивления самолета при отрыве:

2.6 Уточнение параметров силовой установки

2.6.1 Взлетная тяга силовой установки:

;

2.6.2 Выбор числа двигателей в составе силовой установки выбираем

условие выполняется.

2.7 Площадь входа силовой установки:

:

для ТРД: ; [1]

;

для ТРДД m=1:;

;

для ТРДД m=6:;

;

2.8 Параметр согласования силовой установки с самолетом:

для ТРД ;

для ТРДД m=1:;

для ТРДД m=6:.

для ТРД

для ТРДД m=1

для ТРДД m=6

2.9 Взлетная тяга одного двигателя

2.10 Расход воздуха через двигатель на взлетном режиме

для ТРД

для ТРДД m=1

для ТРДД m=6

2.11 Масса двигателя

для ТРД

для ТРДД m=1

для ТРДД m=6

2.2 Тяговые характеристики силовой установки

3.1 ;

;

;

Степень дросселирования

для ТРД = 0,38;

для ТРДД m=1 = 0,34;

для ТРДД m=6= 0,25;