3. Ввести свои исходные данные в верхней части таблицы.

Первый параметр – суммарная степень повышения давления .

Второй – степень повышения давления в вентиляторе. Если в окне рядом с этим параметром установить галочку, то его можно задавать, если галочки не установлено этот параметр рассчитывается программой оптимальным.

Третий – степень двухконтурности.

Т*г (температура газа в камере сгорания) в п.4 задается в град К.

КПД узлов и потери в канале второго контура возможно в первом приближении не менять (рекомендуется при низких Т*г повысить КПД тк до значений 0.9-0.91).

Отбор воздуха на охлаждение турбин (п.10) в первом приближении можно выбирать по линейной зависимости: дельта отб=0,286*(Т*г/1000)-0,4.

Коэффициент ресурса для гражданских самолетов (п.11) равен 1,07.

Коэффициент СУ либо вычисляется, либо задается (не ставьте галочку в окне рядом с п.12, если не задаете).

В пункте 13 задается число двигателей. В пункте 14 вводится индекс, отвечающий за тип ЛА (1 - легкий:

Мвзл <= 50 т, 2 – средний: Мвзл <= 150 т, 3 – тяжелый: Мвзл > 150 т). Он определяет аэродинамику самолета.

Из следующих 3-х пунктов (пп. 15, 16, 17) задаются 2, третий считается (для задаваемых вводится галочка в окне рядом с параметром). Это основные исходные данные: дальность полета (км), взлетный масса (т) ЛА и масса полезной нагрузки (т).

Длина ВПП (п.19) задается в метрах.

Аэродинамическое качество на крейсерском участке полета (п.20) либо задается, либо считается по встроенной аэродинамике, характерной для заданного типа ЛА (см.п.14) (не ставьте галочку в окне рядом, если не задаете).

В п.21 задается нагрузка на крыло в даН/м² .

В п.22 задается высота крейсерского полета в км.

В п.23 задается число Маха крейсерского полета.

5. Результаты расчета представлены в нижней части таблицы (за исключением дальности полета или массы полезной нагрузки, т.Е. Того параметра, который задан расчетным из пп. 15, 16, 17).

Масса двигателя в кг. Тяговооруженность (безразмерная величина). Тяга взлетная в даН. Расход воздуха в кг/сек. Удельный вес двигателя (безразмерная величина, равная весу двигателя в Н, поделенному на тягу двигателя в Н). Удельный расход топлива в размерности системы СИ. Дальность при наборе высоты и снижении в км. Приведенный расход топлива Qпр, приходящийся на 1 т полезной нагрузки, перевезенной на 1 км в г/т/км. Далее указана потребная площадь на входе в двигатель в м². Двигатель указанной размерности удовлетворяет условиям безопасного взлета с данного аэродрома. Следующий параметр - потребная площадь на входе в двигатель по условиям крейсерского полета в м². Далее приводятся коэффициенты аэродинамического сопротивления для ЛА в крейсерском полете и составляющая, учитывающая размер мотогондолы. Далее приведены составляющие весового баланса ЛА в т и в относительном виде. Аэронавигационный запас топлива не указан, но может быть рассчитан по указанным составляющим.

По первому заданию курсовой работы следует выполнить:

а) Следует провести ряд расчетов при варьировании значений ПИ к сум и степени двухконтурности при заданной Т*г. ПИ к сум менять в диапазоне 15 – 40, степень двухконтурности - в диапазоне 1 – 10.

б) Построить графики изменения критериев эффективности: Lп и Qпр (а также С_уд, К_кр, G_т, m_су, m_т, К_э), как зависимости от ПИ к сум для различных m. Если оптимальные значения ПИ к сум и m близки по обоим критериям эффективности, то их выбор не представляет особой сложности. В случае, когда оптимальные значения ПИ к сум и m по разным критериям эффективности сильно различаются, возможен при выборе значений параметров цикла следующий подход:

-ввести интегральный критерий эффективности К_Э=к1*(Lп/ Lп max)+ к2*( Qпр min/ Qпр ), где к1 и к2 – веса для каждого из рассматриваемых критериев эффективности (можно взять в первом приближении по 0,5);

построить соответствующие графики для К_Э в зависимости от ПИ_{к сум} и m. Таким образом двухкритериальная задача оптимизации сводится к однокритериальной;

в) Выбрать параметры рабочего процесса двигателя: ПИ к сум и m.

г) Проанализировать полученную расчетную информацию и написать выводы.