Выбор числа двигателей

А). Для пассажирского самолета определяющей характеристикой является тяга на взлете с учетом одного отказавшего двигателя Р_n-1 для обеспечения градиента набора tg.

-

;

Следует учитывать, что АП-25 запрещают проектирование однодвигательных магистраль-ных пассажирских самолетов. ICAO (ИКАО) ограничивает полеты двухдвигательных самоле-тов через океан.

Б). Для военных самолетов

ВТС и дальних носителей принципы выбора n_дв теже, что и для пассажирских самолетов (оптимизация n_дв по критерию [W_отк]_затр=const)

• Ударный самолет – 2 двигателя – из условия обеспечения живучести, нежелание потерять дорогой самолет в мирное время

• Маневренный самолет - 2 двигателя (F-14, F-15).

• Легкий маневренный самолет – 1 двигатель, но мощные средства спасения (F-16).

Для однодвигательного самолета:

• Меньше (вдвое) вероятность отказа двигателя

• Выше боеготовность

• Меньше трудоемкость обслуживания

• Самолет легкий и дешевый.

Кроме того, выход из строя одного двигателя двух двигательного самолета в боевых условиях резко снижает его боеспособность и увеличивает вероятность потери самолета.

Примерный вид ВСХ двухконтурного двигателя

P=G/K; M=0.8; H=11; P_кр=5т.

З ная (из каталога) характеристики двигателя на взлетном режиме (Н₀, V, М=0) можно с помощью графиков определить крейсерские значения Р_кр, Ср_кр.

Подробнее см. [1 стр. 585-592]

Т

R

ипичная дроссельная характеристика ТРД (ДТРД)

При проектировании необходимо стремиться чтобы рабочая точка совпадала с крейсерским режимом двигателя.

Расчет массы самолета

Для упорядочения и обеспечения единообразия массовых (весовых) расчетов производится разбивка составляющих взлетной массы самолета на следующие группы:

1

2

3

4

5

6

7

8

9

Крыло

Фюзеляж

Оперение

Шасси

Силовая установка

Оборудование и управление

Снаряжение и служебная нагрузка

Топливо

Полезная нагрузка

Со створками , подъемниками, замками

Двигатели, мотогондолы, пилоны, системы (в том числе топливо с баками )

ЭРО, Гидрооборудование, Система управления

Экипаж (летный +бортпроводники), Расходуемые жидкости, масло, аварийное снаряжение, чехлы, заглушки, инструмент

Пассажиры, Груз, Расходуемый боезапас

Выведем уравнение, позволяющее определять взлетную массу самолета m₀:

Проведем преобразования:

разделим обе части уравнения на m₀:

откуда:

Выражение *) носит название «уравнение весового баланса» или «уравнение существования самолета». В самом деле, уравнение позволяет определить при каких условиях создание самолета возможно:

для истребителя .

Составляющие определяются по специальным формулам, имеющим вид:

Т. О. особенность расчета массы самолета заключается в том, что ее составляющие сами зависят от m₀, следовательно, расчет может быть проведен только итерационным путем (т. е. путем последовательных приближений).

1. Расчет m₀^I в I приближении – выполняют с помощью выражения **), при этом используются в качестве значения, взятые из статистики, а значение определив по формуле:

или

; где

2. Расчет взлетной массы самолета во II приближении – выполняется по более детальным формулам, позволяющим определить относительные массы отдельных агрегатов, например:

, где К=1,3 ÷ 1,8 в зависимости от типа самолета, компоновки силовой установки и т. д.

В качестве m₀ в формулах II-го приближения для 1-ой итерации можно взять значение m₀^I.

Далее проводим несколько циклов вычислений m₀^II_i, каждый раз подставляя в формулы ранее полученное значение m₀^II_i-1

Расчет заканчивается, когда m₀^II_i и m₀^II_i-1 будут отличаться не долее чем на величину заданной точности расчетов [ ]

Ускорить вычисление помогает график

Значения m₀^II в итерациях

3. Расчет массы самолета в III приближении проводится в ходе рабочего проектирования путем суммирования масс отдельных элементов, составляющих весовую сводку самолета:

При этом массы агрегатов рассчитываются с учетом реальных нагрузок (М_изг, Q, М_кр), а масса топлива - с учетом реальной аэродинамики самолета. В дипломном проектировании расчет m₀^III не проводится.