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	121934	40060	

На основании полученных данных составляем сравнительную табл. 1.2 по относительным значениям.

Таблица 1.2
					
ТРД	0,33	0,091	0,8	-0,22	
ТРДД(m=1)	0,33	0,082	0,57	0,017	
ТРДД(m=6)	0,33	0,07	0,45	0,15	

Выполнили анализ массового баланса самолёта и определили его массовую отдачу. Результаты свели в сравнительные таблицы, по всем показателям выбираем двигатель ТРДД с большой степенью двухконтурности m=6. Относительная полезная нагрузка у ТРД отрицательная, в дальнейшем из расчётов его исключаем.

1.6 Анализ технико-экономической эффективности и выбор оптимального варианта силовой установки

1.6.1 Относительная часовая производительность самолёта
самолет силовой установка двигатель

где  – средняя рейсовая скорость.

ТРДД (m=1): 
ТРДД (m=6): 

1.6.2 Удельная производительность самолёта

где  – число пассажиров.
ТРДД (m=1): 
ТРДД (m=6): 

1.6.3 Километровый расход топлива

ТРДД (m=1): 
ТРДД (m=6): 

1.6.4 Приведённый расход топлива

ТРДД (m=1): 

ТРДД (m=6): 

На основании полученных данных составляем табл. 1.3 критериев технико-экономической эффективности применения рассматриваемых вариантов силовых установок на самолёте.

Таблица 1.3
							
ТРДД(m=1)	0,017	14,3	0,14	11,65	2909	290,9	
ТРДД(m=6)	0,15	126	1,25	9,21	259	25,9	

Сопоставили технико-экономические показатели эффективности заданного самолёта с рассматриваемыми вариантами силовых установок и приняли решение об окончательном приемлемом варианте силовой установки.
По критериям технико-экономической эффективности применения силовой установки на самолёте:  приняли решение о выборе силовой установки типа ТРДД с большой степенью двухконтурности m=6.

1.7 Выбор прототипа, конструктивной схемы, основных параметров рабочего процесса, показателей эффективности работы основных узлов двигателя

На основании полученных данных принимаем в качестве прототипа турбореактивный двухконтурный двигатель Pratt & Whitney JT9D-59A, устанавливаемый на самолётах DC10-40, A300B, Boeing 747-200; двухвальный, состоит из вентилятора, трёх подпорных ступеней, разделительного корпуса и одиннадцати ступенчатого КВД. КВД приводится во вращение двух ступенчатой ТВД, а вентилятор – четырёх ступенчатой ТНД. Турбина, компрессор и вентилятор двигателя осевые; шести, пятнадцати и одно ступенчатые соответственно.
В табл. 1.4 приведены основные параметры рабочего процесса при стандартных атмосферных условиях на взлётном режиме.
Прототип двигателя (JT9D-59A):

Таблица 1.4
								
210	0,066	744	1500	1+3+11	2+4	4120	24,5	

Выбрали ТРДД (m=6) двухвальной конструкции. Так как в ТРДД средняя скорость истечения смеси (воздуха газов) из выходных сопел контуров при прочих равных условиях примерно в 1,5 раза меньше, чем у ТРД. Вследствие этого экономичность ТРДД на земле, по сравнению с ТРД, выше (на 40…50%), а уровень шума меньше (на 12…15 дБ).

2. Термодинамический расчёт двигателя на взлётном режиме в САУ

2.1 Выбор роторной части ГТД и основных параметров рабочего процесса

Выбираем двухвальную схему с подпорными ступенями. У такой конструкции масса меньше по сравнению с трёхвальной схемой. Подпорные ступени применяются для улучшения работы КВД, т. к. мал напор, создаваемый корневой частью лопаток вентилятора с большой степенью двухконтурности.

Рис.1 Схема двухвального ТРДД с подпорными ступенями и раздельными соплами

Термодинамический расчёт производится в стандартных условиях при  на взлётном режиме в соответствии с расчётами и выбранными прототипами двигателей определены исходные данные для расчёта двигателя: 
Выберем показатели эффективности узлов авиационного двигателя на расчётном режиме:
КПД: вентилятора
КВД
ТВД, ТНД
Механические, роторов
Коэффициент восстановления полного давления в:
ОКС
в канале между вентилятором и ПС	
в канале между вентилятором ПС и КВД	
в тракте наружного контура	
коэффициент скорости в РС	
относительный расход охлаждающего воздуха за компрессором:
на охлаждение ТВД	
относительный расход охлаждающего воздуха на утечки в масляную и разгрузочные полости	

2.2 Термодинамический расчёт

2.2.1 Вентилятор
Первый контур

1) ;
2) ;
3) 
4) 
5) 

Второй контур

1) ;
2) ;
3) 
4) 
5) 

2.2.2 Подпорные ступени
1) ;
2) ;
3) ;
4) 
5) 

2.2.3 Компрессор высокого давления

1) ;
2) ;
3) ;
4) 
5) 

2.2.4 Основная камера сгорания

1) 

где для  принимаем значения их таблицы 6.6 /2/

для  принимаем значения их таблицы 6.6 /2/

согласно рекомендациям /2/

2) 
3) 
4) 
5) 
6) 

2.2.5 Турбина высокого давления

1) 
2) 
3) 

для 

4) 
5) 
6) 
7) 

2.2.6 Турбина низкого давления

1) 
2) 
3) 
для 
4) 
5) 
6) 
7) 

2.2.7 Выходное устройство
Первый контур
1) 
2) 
3) 
4) 
5) 
6) 
7) 
при , где 
8) 
9) 

Второй контур

1) 
2) 
3) 
4) 
5) 
6) 
7) 
8) 
9) 

2.2.8 Термогазодинамический расчёт

Провели термогазодинамический расчёт двигателя на взлётном режиме в стандартных атмосферных условиях (). Получили расчётную потребную тягу и определили удельные параметры двигателя: , давления  и температуры  рабочего тела В характерных сечениях.

2.3 Результаты термогазодинамического расчёта в среде Gas Turb 9

Рис.2 Схема ТРДД

Вывод: рассчитанная потребная тяга оказалась близкой к тяге, определенной в среде Gas Turb, где расход воздуха принят .

2.4 Сравнение удельных показателей (удельной тяги, удельного расхода топлива, удельной массы) спроектированного двигателя и прототипов на взлётном режиме  САУ

	ТРДД (m=6)	JT9D-59A	RR RB211-524B	
	199	210	220	
	0,034	0,066	0,065	
	6	4,9	4,5	
	1500	1500	1500	
	24,5	24,5	28,4	
	307	282	320	

По сравнению с двигателем JT9D-59A у проектного двигателя выше  и ниже , равный , следовательно, полезная работа и КПД проектного двигателя выше.
По сравнению с двигателем RR RB211-524B у проектного двигателя ниже  и ниже , что говорит о экономичности проектного двигателя

Список литературы

1.	Выбор силовой установки самолёта: Учебное пособие / Арьков Ю.Г.; Уфимск. авиац. инст. Уфа. 1992.-100 с.
2.	Ахмедзянов А.М и др. Термогазодинамические расчеты авиационных ГТД : Учебное пособие. –Уфа: УАИ, 1990-340 с.
3.	А.А.Иноземцев, М.А.Нихамкин, В.Л.Сандрацкий. серия учебников ’’Газотурбинные двигатели’’. Том 1. «Общие сведения. Основные параметры и требования. Конструктивные и силовые схемы».
4.	www.avia.ru;
5.	www.airwar.ru;
6.	www.trans-avia.ru;
7.	Система менеджмента качества. Графические и текстовые конструкторские документы. Общие требования к построению, изложению, оформлению. СТО УГАТУ 016-2007. Уфа: УГАТУ, 2007, 93 с.
8.	П. К. Казанджан, Н. Д. Тихонов, А. К. Янко. Теория авиационных двигателей: М.: Машиностроение, 1983. -217 с.
Размещено на Allbest.ru