Авиационный ГТД для силовой установки
Краткое сожержание материала:
Размещено на
Размещено на
1. Расчеты по выбору силовой установки
1.1 Формирование исходных данных
В соответствии с заданием на проектирование принимаются следующие исходные данные:
Типы двигателей для расчета: ТРД, ТРДД с m=1, ТРДД с m=6.
По графику рис. 3.9 /1/ определяем и :
Сформированы исходные данные для расчета.
1.2 Определение облика самолета и силовой установки на базе двигателей разных типов
1.2.1 Определение параметров самолета
Взлетный вес самолета
Площадь крыла
Скорость отрыва самолета при взлете
где - плотность воздуха на высоте H=0 [км];
, - принимается по графику 1.13 /1/.
=> необходимо применить механизацию :
Число
Аэродинамическое качество самолета при отрыве от земли (принимается приближенно)
Коэффициент при отрыве
Сила лобового сопротивления при отрыве от земли
где - атмосферное давление на высоте H=0 [км].
1.2.2 Определение параметров силовой установки
Взлетная тяга силовой установки
Выбор числа двигателей
Число двигателей выбирается из условия безопасного продолжения полета при отказе одного из двигателей
Следовательно, выбираем число двигателей .
Суммарная площадь входа силовой установки
где берётся согласно таблице 3.1 /1/.
ТРД:
ТРДД (m=1):
ТРДД (m=6):
Параметр согласования силовой установки с самолетом
ТРД:
ТРДД (m=1):
ТРДД (m=6):
Площадь входа в компрессор
ТРД:
ТРДД (m=1):
ТРДД (m=6):
Наружный диаметр входа в компрессор
ТРД:
ТРДД (m=1):
ТРДД (m=6):
Взлетная тяга одного двигателя
Расход воздуха через двигатель на взлётном режиме
где берётся согласно таблице 3.1 /1/.
ТРД:
ТРДД (m=1):
ТРДД (m=6):
Масса двигателя
где берётся согласно таблице 3.1 /1/.
ТРД:
ТРДД (m=1):
ТРДД (m=6):
Определили параметры, определяющие облик самолета и силовой установки при различных типах двигателей. Выбрали силовую установку, состоящую из двух двигателей. Расход воздуха наибольший у ТРДД с большой степенью двухконтурности. Самая малая масса у ТРДД с большой степенью двухконтурности.
1.3 Определение потребных и располагаемых тяговых характеристик силовой установки
1.3.1 Величина потребной тяги двигателя
где - аэродинамическое качество самолёта;
- коэффициент подъёмной силы - определяем по формуле (при и ):
по поляре самолёта рис. 1.13 /1/ определяем значение коэффициента силы сопротивления
1.3.2 Степень дросселирования ТРД, ТРДД
где - относительное значение тяги силовой установки на максимальном режиме при и в соответствии с графиками рис. 3.2…3.6 /1/, принимаем ).
ТРД:
ТРДД (m=1):
ТРДД (m=6):
Определили величину потребной тяги, а также степень дросселирования силовой установки для различных типов двигателей.
1.4 Определение необходимого запаса топлива на борта самолета
1.4.1 Масса топлива на борту ЛА
где - коэффициент, учитывающий аэронавигационный запас топлива;
y - коэффициент, учитывающий повышенный расход топлива при взлёте, наборе высоты и скорости и при посадке самолёта;
- масса топлива, необходимого для питания одного двигателя в полёте на заданное расстояние на крейсерском режиме.
Значение вычислим по формуле:
где - время полёта на заданную дальность L вычислим по формуле:
где - скорость звука на высоте по прил. 4 /1/;
- коэффициент, учитывающий отличие средней рейсовой скорости (с учётом взлёта, набора высоты, крейсерского полёта, снижения и посадки) от скорости крейсерского полёта при км.
Значение удельного расхода топлива в крейсерском полёте вычислим по формуле:
где - удельный расход топлива на взлётном режиме принимаем из таблицы 3.1 /1/;
- относительное значение удельного расхода топлива на максимальном режиме при принимаем по графикам 3.2…3.5 /1/;
принимаем по графику 3.7 /1/.
ТРД:
ТРДД (m=1):
ТРДД (m=6):
1.4.2 Масса топлива с топливной системой
где - коэффициент, учитывающий массу топливных баков и систем.
ТРД:
ТРДД (m=1):
ТРДД (m=6):
1.4.3 Суммарный объем топливных баков
где - плотность керосина.
ТРД:
ТРДД (m=1):
ТРДД (m=6):
Определили массу топлива и топливной системы при использовании в качестве топливного авиационного керосина. В итоге наименьший объём топливной системы, следовательно, и масса, у ТРДД с большой степенью двухконтурности, а наибольший - у ТРД.
1.5 Анализ массового баланса самолета с различными силовыми установками
1.5.1 Масса планера самолёта с оборудованием, служебной нагрузкой и снаряжением
где - принимаем по табл. 1.4 /1/.
1.5.2 Масса силовой установки
где - коэффициент, учитывающий массу мотогондолы.
ТРД:
ТРДД (m=1):
ТРДД (m=6):
1.5.3 Масса полезной нагрузки
ТРД:
ТРДД (m=1):
ТРДД (m=6):
1.5.4 Относительные массы
Относительная масса силовой установки:
ТРД:
ТРДД (m=1):
ТРДД (m=6):
Относительная масса топлива с топливной системой самолёта:
ТРД:
ТРДД (m=1):
ТРДД (m=6):
Относительная масса полезной нагрузки:
ТРД:
ТРДД (m=1):
ТРДД (m=6):
1.5.5 Анализ массового баланса
На основании полученных данных составляем сравнительную табл. 1.1 по абсолютным значениям.
Таблица 1.1
ТРД |
270000 |
89100 |
24466 |
216261 |
-59827 |
|
ТРДД(m=1) |
270000 |
89100 |
22240 |
154143 |
4517 |
|
ТРДД(m=6) |
270000 |
89100 |
18906 |
1...
Другие файлы:
Анализ и совершенствование силовой установки самолета Ту-154М Проектирование электрооборудования для нижнего склада лесозаготовительного предприятия Компрессорные установки Авиационный мотор АМ-42 Основы интеграции самолета и двигателя |