двигатель самолета контрольная. калинкин самолет (1). Федеральное агенство воздушного транспорта

• Название: Федеральное агенство воздушного транспорта
• Анкор: двигатель самолета контрольная
• Дата: 05.04.2021
• Размер: 366.48 Kb.
• Имя файла: калинкин самолет (1).docx
• Тип: Пояснительная записка; #191563
• страница: 2 из 5

Выбор типа, параметров и количества двигателей

Силовая установка проектируемого самолета должна обеспечивать низкий удельный расход топлива, иметь наименьший удельный вес, а также иметь необходимую надежность и малую стоимость.
Для проецирования силовой установки необходимо иметь, прежде всего, Следующие исходные данные: назначение самолета, требуемые ЛТХ и ВПХ, взлетную массу самолета
Однако на данном этапе проектирования взлетная масса самолета неизвестна.
В связи с этим для ее определения в первом приближении можно воспользоваться средним статистическим значением относительной массы коммерческой нагрузки, полученной путем обработки статистической информации по самолетам аналогам. Т.е для каждого j-го самолета аналога необходимо найти относительную массу коммерческой нагрузки по формуле:



где: - максимальная масса коммерческой нагрузки самолета аналога:
- взлетная масса самолета аналога.

; ;

Далее необходимо найти среднюю величину относительной массы коммерческой нагрузки для самолета данного класса:



Исходя из этого находится взлетная масса проектируемого самолета в первом приближении:



где: - максимальная коммерческая нагрузка.
Максимальная коммерческая нагрузка равна:

Где: 75 - масса среднестатистического пассажира [кг];
20- масса личного багажа одного пассажира [кг];
25- масса перевозимых почты грузов в пересчете на одного пассажира[кг]

кг
Определим в первом приближении стартовую тяговооруженность проектируемого самолета по формуле :

Где: - сумма стартовая тяга всех двигателей i-го самолета аналога;
- взлетная масса самолета аналога .
; ;
Далее находится средняя величина стартовой тяговооруженности для самолетов данного класса:



Зная взлетную массу проектируемого самолета находится потребная суммарная тяга всех двигателей :

Н

На основе полученных данных для проектируемого ВС выбираем двигатели ПС-90А
Оценка удельных и крейсерских характеристик двигателя ПС-90А сведена в таблицу 3

Таблица 3

Основные параметры и характеристики двигателя ПС-90А

Параметр или характеристика	Обозначение	Величина
Степень двухконтурности	m	4,5
Степень повышения давления в компрессоре		38
Температура газа перед турбиной, [К]		1640
Удельный часовой расход топлива на взлетном режиме, [кг/(кгсч)]	cуд0	0,39
Удельный часовой расход топлива в крейсерском полете,[кг/(кгсч)]	cуд.крейс
Стартовая тяга двигателя, [кгс]	P01
Тяга двигателя в крейсерском полете, [кгс]	P1.крейс	4353
Масса двигателя, [кг]	mдв	2950
Удельный вес двигателя		0,183
Максимальный диаметр двигателя, [мм]	dдв	1900
Длина двигателя, [мм]	lдв	4964

3. Синтез и обоснование схемы самолета

Основой для синтеза компоновочных схем самолета служит матрица признаков компоновочных схем - таблица, содержащая характерные геометрические и технические признаки самолета (таблица 4).

По каждому признаку создается несколько вариантов их воплощения в проектируемом самолете. Каждый такой вариант заносится в соответствующую клетку таблицы в виде схематического рисунка.

Синтез признаков схем различных ВС
				Таблица 4
Признак схемы		Варианты решения
Расположение
крыла по высоте		…		…
фюзеляжа
Количество и рас-
положение двига-		…	…	…
телей
Форма крыла в		…	…
плане
Расположение го-
ризонтального			…	…
оперения
Вид и расположе-		…		…
ние вертикального
оперения
Количество и рас-
положение опор		…	…
шасси

Далее проводится анализ синтезированных схем, представленных на рисунке 1.



Рис.1 - Синтезированные схемы проектируемого самолета
Анализ синтезируемых схем своди в таблицы 5-8

Снижение массы конструкций А₁:

	Схема №1	Схема №2	Схема №3	Сумма
Схема №1		0	1	1
Схема №2	1		1	2
Схема №3	0	0		0

Повышение аэродинамического качества А₂:

	Схема №1	Схема №2	Схема №3	Сумма
Схема №1		1	1	2
Схема №2	0		1	1
Схема №3	0	0		0

Повышение эксплуатационной технологичности А₃:

	Схема №1	Схема №2	Схема №3	Сумма
Схема №1		0	0	0
Схема №2	1		0	1
Схема №3	1	1		2

Повышение комфорта А₄:

	Схема №1	Схема №2	Схема №3	Сумма
Схема №1		1	0	1
Схема №2	0		0	0
Схема №3	1	1		2

Выбор наивыгоднейшей схемы проектируемого самолета из ранее синтезированных осуществляется с помощью матрицы принятия решения (таблица 9)


Матрица принятия решения

Варианты схемы Самолета	Концепции самолета и их ранги				Сумма баллов
	A1	A2	A3	A4
	b1=0,50	b2=0,30	b3=0,10	b4=0,10
Схема № 1	1 0,50	2 0,60	0 0	1 0,10	1,20
Схема № 2	2 1,00	1 0,30	1 0,10	0 0	1,40
Схема № 3	0 0	0 0	2 0,20	2 0,20	0,40

Схема № 2 наиболее выгодна, так как она имеет наибольшую сумму балов.
Определение основных геометрических характеристик самолёта и его частей.

Геометрические характеристики крыла.
Основными геометрическими характеристиками крыла являются:
1)относительная толщина профиля С
2) Стреловидность по линии 1/4 хорд
3) удлинение
4) сужение
5)угол поперечного "V"крыла.
Если у проектируемого самолета =0,9, то для его крылацелесообразно применять профили со следующими характеристиками:
Положение максимальной толщины: =45% хорды;
Максимальная толщина в корневой части крыла: = 12% хорды;
Максимальная толщина на конце крыла =8% хорды;
угол стреловидности крыла по1/4 линии хорд = º
Для приближенного определения удлинения крыла проектируемого самолета воспользуемся формулой: =10,5* 2 =10,5* 2* º =8,5

сужение крыла примем равна 3,5;
угол поперечного "V" для самолета выбранной компоновки выберем равным 7.

Геометрические характеристики фюзеляжа.

Удлинение фюзеляжа и его частей (носовой _нос и хвостовой _хв) выбираются из соображений главным образом аэродинамики и массы фюзеляжа.
Для проектируемого самолета прием _Ф = 8,1;
_нос=1,9;
_хв= 3,2
Диаметр круглого фюзеляжа вычисляется по формуле :


Где : , и - количество блоков ( в поперечном ряду) одно, двух и трех кресел соответственно.

, - количество проходов;
, ,и ,- ширина блоков из одно, двух и трех кресел соответственно (мм)
, - ширина прохода (мм)
60- расстояние между подлокотниками внешних в ряду кресел и внутренней стенкой фюзеляжа (мм)
120- толщина стенки фюзеляжа (мм)
,= 0*560+2*1070+1*1250+2*780+2*60+2*120=5310 мм.

Геометрические характеристики оперения.

Согласно статистическим данным, относительная площадь горизонтального оперения (ГО) ровной:



где: - площадь крыла.
Стреловидность ГО ГО будет равна :30º
Удлинение горизонтального оперения , будет равно: 4,0
Сужение горизонтального оперения будет равно: 2,5
Относительная толщина профиля ГО = 10% хорды.
Согласно статистики данным, примем относительную площадь вертикального оперения(ВО) равной:

Стреловидность ВО ВО будет равна :30º
Удлинениевертикального оперения , будет равно: 1,5
Сужение вертикального оперения будет равно: 2,5
Относительная толщина профиля ГО = 10% хорды.
5.Определение основных аэродинамических характеристик самолёта.

Далее необходимо построить в соответствии с методическими указаниями:
1)зависимости для всех конфигураций самолета (взлетная, крейсерская, посадочная)
2)поляры самолета для всех конфигураций.



Рис. 1



Рис. 2 Зависимости Сya=f(Сха): 1-крейсерская конфигурация; 2-взлетная; 3-

посадочная.


6.Определение основных параметров самолёта.

Основными параметрами самолёта являются:

• 
  взлётная масса самолёта m₀;
  
• 
  удельная нагрузка на крыло p₀;
  
• 
  тяговооружённость самолёта .
  

;

взлётная масса самолёта во втором приближении

где:m_сл масса служебной нагрузки и снаряжения;
Масса служебной нагрузки равна

m_сл=m_сл* = 0,023*129000 =2970(кг)

где: m_сл- относительная масса служебной нагрузки и снаряжения, берется по статистике:

взлётная масса проектируемого самолёта в первом приближении.

m_ком масса коммерческой нагрузки;

– относительная масса конструкции самолета =0,26

– относительная масса силовой установки


– относительная масса топлива 0,35

– относительная масса оборудования и системы управления (взял 0,10).
Подставив полученные значения в уравнения получим:
=107000 кг

Удельная нагрузка на крыло

(где m полетная масса самолета) должна иметь наименьшее значение, полученное из условий:

• 
  обеспечения полета на крейсерском режиме;
  
• 
  обеспечения потребной скорости захода на посадку.
  

Из условия посадки:

[Н/м²]

где - коэффициент подъемной силы в посадочной конфигурации;

ρ₀ – плотность воздуха у земли, [кг/м³]

V_з.п - скорость захода на посадку;

- относительная масса топлива.

Подставив значения в уравнение получим:



Из условия крейсерского полета:

[Н/м²]

Тяговооруженность должна иметь наибольшее значение, полученное из условий:

• 
  обеспечения взлета с взлетно-посадочной полосы (ВПП) заданной сбалансированной длины с одним отказавшим двигателем;
  
• 
  обеспечение нормируемого угла набора высоты при взлете с одним отказавшим двигателем;
  
• 
  обеспечение полета на крейсерском режиме.
  

Из условия обеспечения взлета с ВПП заданной сбалансированной длины тяговооруженность может быть рассчитана по следующей эмпирической формуле:



где c_yamaxвзл- коэффициент подъемной силы во взлетной конфигурации;

n_дв - количество двигателей на самолете;

L_ВПП- сбалансированная длина ВПП ;
p₀-удельная нагрузка на крыло.
Подставив значения в уравнение получим:

Из условия обеспечения набора высоты:



гдеК_наб- аэродинамическое качество на этапе набора высоты во второй взлетной конфигурации (механизация выпущена, шасси убрано);


 – потребный угол наклона траектории;
для проектируемого самолета угол наклона траектории будет равен: 0,024


Из условия крейсерского полета:


где К_крейс- аэродинамическое качество в крейсерском полете;


коэффициент, учитывающий изменение тяги по скорости полета;

= 1-0,32*0,90+0,4*0,90-0,01*0,90= 1,03

= = 0,298 – относительная плотность воздуха на высоте крейсерского полета;

_руд– коэффициент, учитывающий степень дросселирования двигателя в крейсерском полете до режима, соответствующего оптимальному расходу топлива, примерно равен 0,85
Подставим значения в уравнение получим:


7.Определение взлётной массы самолёта.

В третьем приближении взлетная масса определяется по формуле:


где – взлётная масса самолёта в третьем приближении

– относительная масса конструкции крыла;

– относительная масса фюзеляжа;

– относительная масса оперения;

– относительная масса шасси.