- •Расчетно-пояснительная записка к курсовому проекту по дисциплине «Устройство и проектирование летательных аппаратов» на тему: «Энергетический расчет и высотно-скоростные характеристики трддф»
- •Содержание
- •Введение
- •1 Определение состава су, описание самолета-прототипа су-27
- •1.1.1 Исходные данные
- •1.1.2 Определение количества двигателей
- •1.2 Описание самолета
- •1.2.1 Фюзеляж
- •1.2.2 Двигатель
- •1.2.3 Крыло
- •1.2.4 Шасси
- •1.2.5 Система управления самолетом
- •2 Описание трддф ал-31ф
- •2.1 Общие сведения о двигателе
- •2.2 Компрессор
- •2.2.1. Общая характеристика компрессора
- •2.2.2 Конструкция компрессора низкого давления
- •2.2.3 Переходный корпус
- •2.2.4 Конструкция компрессора высокого давления
- •2.3 Противообледенительная система
- •2.4 Основная камера сгорания
- •2.4.1 Общая характеристика камеры сгорания
- •2.4.2 Конструкция камеры сгорания
- •2.5 Турбина
- •2.5.1 Общая характеристика турбины
- •2.5.2 Конструкция турбины высокого давления
- •2.5.3 Конструкция турбины низкого давления
- •2.6 Форсажная камера
- •2.6.1 Общая характеристика форсажной камеры
- •2.6.2. Конструкция форсажной камеры
- •2.7. Выходное сопло
- •2.7.1. Общая характеристика выходного сопла
- •2.7.2. Конструкция выходного сопла
- •3 Энергетический расчет двигателя ал-31ф
- •3.1 Исходные данные для расчёта
- •3.2 Определение параметров трддф
- •4 Расчет высотных характеристик двигателя
- •4.2 Высотная характеристика трддф ал-31ф
- •5 Расчет скоростных характеристик двигателя
- •5.2 Скоростная характеристика трддф ал-31ф
- •6 Газодинамический расчет трддф ал-31ф
- •6.1 Газодинамический расчёт кнд
- •6.1.1. Определение числа ступеней
- •6.1.2. Расчёт первой ступени
- •6.1.3 Расчёт последней ступени
- •6.2 Газодинамический расчёт квд
- •6.2.1 Определение числа ступеней
- •6.2.2 Расчёт первой ступени
- •6.2.3 Расчёт последней ступени
- •6.3 Газодинамический расчёт твд
- •6.3.1 Определение числа ступеней
- •6.3.2 Расчёт первой ступени турбины
- •6.3.3 Расчет последней ступени
- •6.4 Газодинамический расчёт тнд
- •6.4.1 Определение числа ступеней
- •6.4.2 Расчёт ступени турбины
- •6.4.3 Расчет последней ступени
- •6.5 Газодинамический расчёт камеры сгорания
- •6.6 Гидравлический расчет форсажной камеры и выходного сопла
- •7 Эксплуатационные повреждения лопаток компрессора гтд
- •7.1 Анализ условий эксплуатации лопаток компрессора
- •7.2 Причины попадания посторонних предметов в двигатель
- •7.3 Повреждения лопаток компрессора при попадании в него пп
- •А) эллептическая вмятина; б) эллептическая забоина; в) V-образная забоина
- •Двигателя пс-90а:
- •Квд двигателя пс-90а:
- •7.4 Защита от попадания пп
- •Заключение
- •Список использованных источников
- •Приложение а
Введение
В выпускной квалификационной работе проводится энергетический расчет ГТД, прототипом которого является ТРДДФ АЛ-31Ф. Проводятся расчеты скоростной и высотной характеристик, а также газодинамический расчет.
При проектировании двигателя набор основных его параметров, определение геометрических размеров и площадей проходных сечений проточной части производится для режима, который называется расчетным. Для определения параметров двигателя на расчетном режиме проводится энергетический расчет.
Однако двигатель далеко не всегда работает на расчетном режиме, в связи с чем, необходимо определять его параметры на различных скоростях и высотах полета.
Построение скоростной и высотной характеристик дает возможность судить об изменении параметров двигателя при отклонении режима работы от расчетного, определить наиболее выгодные высоты и скорости полета, где будет достигнута наибольшая эффективность двигателя.
По данным энергетического расчета становится возможным провести газодинамический расчет, где определяются геометрические параметры проточной части рассчитываемого двигателя.
Большое количество двигателей снимается с самолетов до выработки ими гарантийного ресурса из-за повреждения компрессора посторонними предметами, попавшими на вход двигателя при эксплуатации.
Досрочный съем двигателей нарушает регулярность рейсов самолетов и приводит к большой дополнительной загрузке завода-изготовителя и ремонтных предприятий внеплановым ремонтом двигателей. Повреждение компрессоров двигателей снижает эксплуатационную надежность и безопасность полетов.
1 Определение состава су, описание самолета-прототипа су-27
1.1 Определение количества двигателей
1.1.1 Исходные данные
1. Тип самолета: учебно-боевой.
2. Взлетная масса самолета: Gc= 33 т.
3. Максимальная полетная скорость: vn= 583,3 м/с.
4. Тип двигателя: ТРДДФ.
5. Расчетный режим: М = 0, Н = 0.
6. Тяга двигателя: R = 105 кН.
7. Степень повышения давления: π= 21.
8. Температура газа перед турбиной: Tг=1700 К.
9. Дополнительные данные: m = 0,5; Tф=2000 К.
1.1.2 Определение количества двигателей
Определение состава силовой установки – определяем суммарную тягу, потребную силовой установке.
Коэффициент тяги = 2,9, тогда:
|
(1.1) |
Определяем количество двигателей в составе силовой установки:
|
(1.2) |
Количество двигателей,таким образом, принимается равным1.
1.2 Описание самолета
Интегральная аэродинамическая компоновка самолета представлена на рисунке 1.1.Лётно-технические характеристики самолётапредставлены в таблице 1.1.Среднерасположенное трапециевидное крыло небольшого удлинения, оснащенное развитыми наплывами, плавно сопрягается с фюзеляжем, образуя единый несущий корпус.
Рисунок 1.1 - Интегральная аэродинамическая компоновка самолета
1 - фюзеляж;2 - наплыв фюзеляжа;3 - консоли крыла;4 - консоли цельноповоротного вертикального оперения (ЦПГО);5 - консоли цельноповоротного горизонтального оперения (ЦПВО);6 - мотогондолы двигателей;7 - воздухозаборники двигателей;8 - управляемые поворотные части наплыва фюзеляжа;9 - поворотные носки крыла;10 - элероны;11 - флаппероны;12-пилон ЦПВО;13 - воздухозаборники продува мотоотсеков и теплообменников системы кондиционирования;14 - поворотные реактивные сопла двигателей;15 - срезы реактивных поворотных сопел двигателей;16 - оси вращения поворотных сопел двигателей;17 - плоскости вращения поворотных сопел двигателей
Два двухконтурных турбореактивных двигателя с форсажными камерами типа АЛ-31Ф размещены в отдельных мотогондолах, установленных под несущим корпусом самолета на расстоянии друг от друга, исключающем их аэродинамическое взаимовлияние и позволяющем подвешивать между ними по схеме "тандем" две управляемые ракеты.
Обтекатели шасси плавно переходят в хвостовые балки, служащие платформами для установки цельно-поворотных консолей стабилизатора с прямой осью вращения, двухкилевого разнесенного по внешним бортам хвостовых балок вертикального оперения и подбалочных гребней. Самолет спроектирован по концепции "электронной устойчивости" и не имеет традиционной механической проводки управления в продольном канале - вместо нее используется электродистанционная система управления (СДУ). Шасси самолета трехопорное, убирающееся, с одним колесом на каждой опоре.
Таблица 1.1 – Лётно-технические характеристики самолёта СУ-27
Параметры |
Значения |
Модификация |
Су-27 |
Длина крыла, м |
14,70 |
Длина самолета, м |
21,935 |
Высота самолета, м |
5,932 |
Площадь крыла, м2 |
62,037 |
Угол стреловидности крыла, град |
42 |
Масса, кг |
|
пустого самолета |
16300 |
нормальная взлетная |
22500 |
максимальная взлетная |
30000 |
Масса топлива, кг |
|
нормальная |
5270 |
максимальная |
9400 |
Тип двигателя |
2 x ТРДД АЛ-31Ф |