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=0,021

1.3.2. Степень дросселирования ТРД, ТРДД

где =0,03

ТРД: =0,38

ТРДД(m=1) : =0,33

ТРДД(m=6): =0,27

_{Вывод: Определили степени дросселирования всех трёх двигателей, у ТРДД(m=6) степень дросселирования наименьшая.}

1.4Определение необходимого запаса топлива на борта самолета

1.4.1 Масса топлива на борту ЛА

,[кг],

где 1,1; Y=1,04 ;n-количество двигателей (которое уже учитывается при нахождении ).

Тогда ,[кг]

,[кг]

Для ТРД, ТРДД

Где и - скорость звука, берется согласно

прил 4 /1/

- удельный расход топлива на

взлетном режиме, берется

согласно табл 3.1 /1/

- относительное значение удельно-

го расхода топлива на макси-

мальном режиме, берется со-

гласно рис 3.2-3.6 /1/

- относительное значение удельно-

го расхода топлива на режиме

дросселирования, берется со-

гласно рис 3.7-3.8 /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, а 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 с топливной системой:}

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

ТРД	125200	56340	9272,4	49904,5	9683,1
ТРДД(m=1)	125200	56340	8429,4	36013,6	24417,4
ТРДД(m=6)	125200	56340	7165,2	31897,7	29797,1

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

Таблица 1.2

ТРД	0,45	0,074	0,399	0,077
ТРДД(m=1)	0,45	0,067	0,288	0,195
ТРДД(m=6)	0,45	0,057	0,255	0,238

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.