Расчет летно-техни ческих характеристик самолета с ТРДД

Данный расчет производится по программе «Dialog_LTX», предоставленной кафедрой 201 факультета №2МАИ.

Для выбора оптимальных параметров и самолета в целом, необходимо варьировать хактеристики двигателей, задавая различные степени двухконтурности, температуры газа и суммарные степени повышения давления в компрессоре.

Все задаваемые параметры, такие как: исходные данные самолета, тип планера, тип силовой установки, исходные данные двигателя, закон управления двигателем, данные полета показаны на рисунке 1.

Рис.1 Исходные данные

На рисунке 2 приведен расчет по исходным параметрам двигателя «изделие 117с».

Рис.2. Результаты расчета ЛТХ с неизмененными параметрами двигателя «изделие 117с».

Термогазодинамический расчет представлен ниже:

=== Термогазодинамический Расчет =======

Hh= 0.0000000E+00 Mh= 0.0000000E+00

=== Внешние условия ===

Th= 288.1428 Ph= 101322.3 Па

=== Параметры воздухозаборника ===

Twz= 288.1476 Pwz= 101328.2 Па

----------------------------------------------------------------------------

=== Частота вращения и окружные скорости ===

wv= 1083.852 wk= 1429.428 1/сек

nven= 10350.00 nkom= 13650.00 об/мин

----------------------------------------------------------------------------

=== Приведенные обороты, об/мин ===

nvpr= 609.7234 nkpr= 643.3967 ntpr= 331.0611

----------------------------------------------------------------------------

=== Площади каналов и сопел ===

Fdv= 1.093034 Fven= 0.9591373 Fkom= 0.2144323 м2

Fcat= 4.5634378E-02 Fsm= 1.968729 FII= 0.2844510

Fskr= 0.3977230 Fsp= 0.4772677

----------------------------------------------------------------------------

=== Расходы воздуха,газа и топлива, кг/с ===

Gv= 184.9257 Gk= 123.2838 GII= 61.64191

Gca= 109.0788 Gtk= 120.1744 Gtp= 3.054762 kg/с

Gsm= 181.8163 Gsp= 181.8232 Gtf= 0.0000000E+00kg/с

Gotb= 6.164191 Gox1= 11.09554

----------------------------------------------------------------------------

=== Приведенные расходы воздуха,газа, кг/с ===

Gvpr= 3.0979507E-02 Gkpr= 6.7571905E-03 Gtpr= 1.8071213E-03

----------------------------------------------------------------------------

=== Параметры тракта (расчетная точка)

onvp= 1.000000 piv= 3.820000 qlv= 0.8000000 ev= 0.8300000

Tv= 450.0985 Pv= 387073.8 Nv= 30115.11

TII= 450.0985 PII= 379332.3 lmII= 6.3488059E-02pis= 1.114848

onkp= 1.000000 pik= 6.840000 qlk= 0.7800000 ek= 0.8610000

Tk= 832.8432 Pk= 2488730. Nk= 47448.11

Tg= 1700.000 BPR= 0.5000001 piks= 24.56107 qt= 2.8811960E-02

ontk= 1.000000 pitk= 2.929734 qltk= 1.000000 etk= 0.8790000

Ttk= 1313.912 Ptk= 849472.8 Ntk= 47924.06

ontv= 1.000000 pitv= 2.398721 qltv= 1.000000 etv= 0.8710000

Ttv= 1109.326 Ptv= 354135.7 Ntv= 32038.49

Tsm= 885.8254 Psm= 347053.0 lmsm= 0.1287149

Tfs= 885.8254 Pfs= 343582.5 lmfs= 0.1313583 pis= 3.390986

Tsp= 679.0515 Psp= 103371.2 lmsp= 1.356658 Vsp= 734.1003

=== Удельные и размерные параметры двигателя ===

Rud= 74.11542 кгс/kg/с Cud= 0.8023686 kg/кгс.час

Rдв= 13705.85 кгс Gдв= 184.9257 кг/с

----------------------------------------------------------------------------

Далее Проводиться расчет при различных задаваемых параметрах. Все полученные данные приведены в таблицах 1-6.

Таблица 1

№	m	Tг^*,К	π∑	Lразб	Lпол
	0.3
	0.4
	0.5
	0.6

Таблица 2

№	m	Tг^*,К	π∑	Lразб	Lпол
	0.3
	0.4
	0.5
	0.6

Таблица 3

№	m	Tг^*,К	π∑	Lразб	Lпол
	0.3
	0.4
	0.5
	0.6

Таблица 4

№	m	Tг^*,К	π∑	Lразб	Lпол
	0.3
	0.4
	0.5
	0.6

Таблица 5

№	m	Tг^*,К	π∑	Lразб	Lпол
	0.3
	0.4
	0.5
	0.6

Таблица 6

№	m	Tг^*,К	π∑	Lразб	Lпол
	0.3
	0.4
	0.5
	0.6

По полученным результатам строим зависимости: дальность полета от степени двухконтурности(рис.3), длина разбега от степени двухконтурности(рис.4), дальность полета от суммарной степени повышения полного давления(рис.5) и длина разбега от суммарой степени повышения полного давления(рис.6).

Рис.3 Зависимость дальности полета от степени двухконтурности двигателя (уменьшение дальности полета при увеличении степени двухконтурности обусловливается увеличением лобового сопротивления).

Рис.4 Зависимость длины разбега от степени двухконтурности двигателя.

Рис.5 Зависимость дальности полета от суммарной степени повышения полного давления

Рис.6 Зависимость длины разбега от суммарной степени повышения полного давления.

Вывод:

На основе полученных данных, можно сделать следующее заключение: при Т_г^*=1750 К и π_∑=30 двигатель «изделие 117с» обладает лучшими качествами, чем при меньших температурах. В настоящее время одним из основных требований к истребителям является возможность взлетать с коротких ВПП, из расчетов видно, что при Т_г^*=1750 К и π_∑=30 самолет F-117 будет обладать лучшими техническими данными, а именно, уменьшится расстояние, необходимое для взлета самолета и увеличится его дальность полета.

Дата добавления: 2015-12-08