Оглавление

1. Расчеты по выбору силовой установки……………………………………….3

   1. Формирование исходных данных…………………………………………3

   2. Определение облика самолета и силовой установки на базе двигателей разных типов………………………………………………………………..3

      1. Определение параметров самолета………………………………….3

      2. Определение параметров силовой установки………………………4

   3. Определение потребных и располагаемых тяговых характеристик си - ловой установки…………………………………………………………….7

   4. Определение массы топлива и топливной системы самолета прииспользовании тепловых двигателей разных типов………………………………..8

   5. Анализ массового баланса самолета с различными силовыми устано-вками…………………………………………………………………….......9

   6. Анализ технико-экономической эффективности и выбор оптимального варианта силовой установки………………………………..……..................12

   7. Выбор прототипа, конструктивной схемы, основных параметров рабочего процесса, показателей эффективности работы основных узлов двигателя………………………………………………………………….................14

2. Термогазодинамический расчет двигателя на взлетном режиме в САУ

   1. Исходные данные. Схема проточной части……………………………....15

   2. Термогазодинамический расчет двигателя. Таблица сравнения проектируемого двигателя с прототипом……………………………………….....17

   3. Результаты термогазодинамического расчета в среде GasTurb9………..22

   4. Сравнение проектируемого двигателя с прототипом. Анализ результатов.

Вывод………………………………………………………………………..24

3. 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=125200 кг, L=4600км, H_кр=10500м, М_пкр=0,88, q_max=25,6кПа, M_поmax=0,6 , P_H^*_min=10 кПа, T_H^*_max=400 K, V_отрmax=230 км/ч.

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

Удельная нагрузка на крыло:

_{Тяговооруженность ЛА:}

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_отрmax => необходимо применить механизацию =2,6

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

=8149,2 [даН]

1.2.2. Определение параметров силовой установки

1.2.1.1. Взлетная тягасиловой установки

[даН]

1.2.2.2. Выбор числа двигателей

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

ТРД, ТРДД

Берём , т.к. при массовости производства уменьшается стоимость двигателя.

1.2.2.3. Суммарная площадь входа

,где P_F [ ] 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

[м²]

ТРД: [м²]

ТРДД (m=1): [м²]

ТРД Д (m=6): [м²]

1.2.2.6. Наружный диаметр входа в компрессор

[м]

ТРД: [м]

ТРДД (m=1): [м]

ТРД Д (m=6): [м]

1.2.2.7. Взлетная тяга одного двигателя

[даН]

1.2.2.8. Расход воздуха через двигатель

,где P_уд берется согласно таблице 3.1 /1/

ТРД: P_уд=800 м/с

ТРДД(m=1): P_уд=660м/с

ТРД Д(m=6): P_уд=305 м/с

1.2.2.9. Масса двигателя

, где берется согласно таблице 3.1 /1/

ТРД: [кг]

ТРД Д(m=1): [кг]

ТРД Д(m=6): [кг]

Вывод: Определили параметры, определяющие облик самолета и силовой установки при различных типах двигателей. Выбрали силовую установку, состоящую из двух двигателей. Расход воздуха наибольший у ТРДД с большой степенью двухконтурности. Самая малая масса у ТРДД с большой степенью двухконтурности.