1.2.3. Рішення рівняння балансу мас

Всі властивості і параметри літака взаємопов’язані між собою. Математичним відображенням цього взаємозв’язку є рівняння балансу мас літака. У зручному для аналізу вигляді рівняння балансу мас можна записати наступним чином:

де m₀ – злітна маса літака; m_кн – маса комерційного навантаження; – відносна маса крила;– відносна маса горизонтального оперення;– відносна маса вертикального оперення;– відносна маса фюзеляжу;– відносна маса шасі;– відносна маса силової установки;– маса обладнання та елементів системи керування літаком;– маса палива;– відносна маса спорядження. [4, 8, 9]

Всі відносні маси пов’язані з тими або іншими властивостями й параметрами літака і є одночасно функціями від злітної маси, наприклад:

Відповідно, рішення рівняння балансу мас літака може бути виконано лише ітераційним методом з використанням для початкового кроку орієнтовної оцінки злітної маси літак. Деякі відносні маси літака мають слабкий функціональний зв’язок зі злітною масою, і на даному етапі обчислення можуть бути визначені з достатньою точністю до остаточної оцінки т₀ . Ця обставина спрощує розв’язок рівняння балансу мас, зводячи його до рішення системи рівнянь:

Цю систему рівнянь можна потати в іншому вигляді:

де n_{ек. супр} – кількість членів екіпажу та супроводжуючих.

Критерієм достатньої точності рішення є похибка:

Злітна маса літака визначається по наступній формулі:

Результати розрахунків наведені у додатку В.

1.3. Підбір двигунів

Потрібна потужність одного двигуна на крейсерському режимі польоту визначається по наступній формулі:

де n_дв – кількість встановлених на проектованому літаку двигунів. [4, 8, 9]

Потрібна потужність одного двигуна на злітному режимі визначається по наступній формулі:

На основі знайдених потрібних потужностей двигунів на основних етапах польоту та заздалегідь обраних параметрів силової установки, виконується підбір двигуна для проектованого літака.

На даний момент не існує двигуна обраного типу (ТГВД) потрібної потужності, що втілює в собі визначені необхідні параметри, для забезпечення виконання призначення проектованого літака у повній мірі. Виходячи з цих міркувань, необхідно скласти технічні вимоги на двигун, певна кількість яких у сукупності забезпечили б визначені вимоги до силової установки проектованого літака. Усі технічні вимоги на двигун зведені у табл. 1.1.

Таблиця 1.1
Технічні вимоги на двигун
№ п/п	Найменування вимоги до двигуна	Розмірність	Значення
1	2	3	4
1	Тип двигуна		ТГВД
2	Злітна потужність N0	кВт	9959,3
3	Потужність на крейсерському ре-жимі NVH (Мкр=0,6801, Hкр=9,5км)	кВт	5772,8
4	Питома витрата палива на злітному режимі CNo		0,1752
5	Питома витрата палива на крейсерському режимі		0,1426
6	Маса силової установки	кг	23803
7	Питома маса силової установки	кг/кВт	0,597
8	Діаметр двигуна	мм	1350
9	Довжина двигуна	мм	3100
10	Діаметр гондоли двигуна	мм	1500
11	Довжина гондоли двигуна	мм	4300

Діаметр гондоли двигуна наближено визначається по наступному

співвідношенню:

Довжина гондоли двигуна наближено визначається по наступному співвідношенню:

Під викладені у табл. 1.1 вимоги, найбільш підходить двигун Д-27, що виготовляється на українському державному підприємстві «Запорізьке машинобудівельне конструкторське бюро «Прогрес» ім. академіка А. Г. Івченко».

Д-27 принципово новий турбогвинтовентиляторний двигун з високими газодинамічними параметрами робочого циклу, що розроблявся для літаків типу Ан-70/70Т, Бе-42 та Ан-180. Цей двигун має значно вищу паливну ефективність, ніж сучасні турбореактивні двоконтурні двигуни. Особливості конструкції двигуна Д-27: компресор двокаскадний з малою кількістю ступенів, останній ступінь – відцентровий; камера згоряння високотемпературна із рівномірним полем температур на вході у турбіну; турбіна трьохвальна з системою активного керування радіальними зазорами та широким використанням просторового профілювання лопатевого апарату, робочі лопатки монокристалові; редуктор одноступеневий диференціальний із вбудованим вимірювачем потужності; система автоматичного керування двигуном електрона типу FADEC. Конструктивна схема двигуна Д-27 показана на рис. 1.2.

Параметри двигуна Д-27 повністю задовольняють отримані шляхом розрахунків технічні вимоги до двигуна проектованого літака. Параметри силової

установки проектованого літака наведені у табл. 1.2.

Таблиця 1.2
Параметри встановленого на літаку двигуна Д-27
№ п/п	Найменування параметру	Значення
1	Тип двигуна	ТВВД Д-27
2	Потужність, е.к.с/кВт	14000/10640
3	Кількість встановлених на літаку двигунів	4
4	Степінь підвищення тиску на злітному режимі	22,9
5	Степінь підвищення тиску крейсерська Hкр = 11 км	29,7
6	ККД гвинтовентилятора (крейсерське)	0,9 (Мп = 0,7)
7	Маса двигуна (без гвинтовентилятора), кг	1650
8	Витрата повітря, кг/с	27,4
9	Температура перед турбіною на зльоті, К	1640
10	Потужність крейсерська (Hкр = 11 км), е.к.с/кВт	6750/5130
11	Довжина двигуна, мм	4198
12	Діаметр гвинтовентилятора, мм	4500
13	Діаметр двигуна, мм	1370
14	Країна-виробник	Україна