Выбор параметров силовой установки.

Исходя из назначения самолета и с учетом принятого в ТТТ диапазона скоростей и высот полета выбирается тип двигателей [1],с.112; [2],с.107; [6], с.168.

Для двухконтурных турбореактивных двигателей с учетом прогнозов их развития выбирается степень двухконтурности m, степень сжатия в компрессоре , температура газов перед турбиной По статистике выбирается значение удельного веса двигателя

,

где m _дв – масса двигателя, кг;

P ₀ – тяга двигателя, даН;

g – ускорение свободного падения, м/с².

Намечается величина удельного расхода топлива для номинального С_ро и для крейсерского С_{р кр} режимов в кг/даН· ч.

Численные значения всех перечисленных параметров на данном этапе разработки проекта выбираются по статистике. С этой целью по справочникам [14], [15], а также используя «Техническую информацию»

ЦАГИ, Интернет и др. источники, намечаются пять-шесть двигателей выбранного типа, выпущенных за последние годы (10÷15 лет), и устанавливаются для них величины исследуемых параметров. В статистику включают двигатели определенного класса по тяге (диапазона тяг). Современные двигатели для дозвуковых самолетов по величине стартовой тяги делятся на шесть классов, начиная от Р_о < 1150 даН и до Р_о> 36500 даН

([1], с. 114, с. 589…591).

Класс двигателя по тяге для проектируемого самолета можно наметить, изучив статистику по самолетам-прототипам (табл. П А. 1).

Собранная по каждому параметру X_i статистика определяет диапазон его значений в пределах (X_{i min} ÷ X_{i max}) и выбор конкретного значения этого параметра возможен в любой зоне полученного диапазона. Однако при выборе любого параметра следует учитывать перспективу развития двигателей, для чего необходимо знать тенденцию изменения выбираемого параметра с течением времени. Практика развития двигателестроения показывает, что в процессе совершенствования двигателей численные значения параметров , и m – увеличиваются, а параметров γ_дв, С_{р о}, и С_{р кр} – уменьшаются. С учетом всего сказанного выше можно рекомендовать два метода выбора параметров двигателя проектируемого самолета.

1) Упрощенный метод. Значения параметров первой приведенной выше группы следует принимать ближе к верхней границе статистического диапазона (X_{i max}) или, учитывая перспективу развития двигателей, даже чуть выше этой границы, а значения параметров второй группы – выбирать близкими или чуть ниже (Х_{i min}).

Для параметров второй группы можно воспользоваться статистическими формулами

γдв = ,

где к_с = (0,95 ÷ 1,05) - для выхлопного сопла без реверса;

к_с = (1,15 ÷ 1,25) – для выхлопного сопла с реверсом тяги;

к_γ = (1,0 ÷ 1,05)10⁶ - статистический коэффициент;

удельная тяга двигателя

Р_{уд о}= 0,053 );

Сро = (1 + 0,05m – ;

Ср кр = km[ + Мкрейс(0,494 – 0,0145Нкр)],

где k_m зависит от m: m 5 10 15

km 0,95 0,90 0,86

2) Для выбора более точных значений параметров двигателя с учетом перспективы их развития следует использовать методы научного прогнозирования. В этом случае статистика по каждому выбираемому параметру представляется в виде ретроряда (п. 1.3) и для него определяется функция тренда, которая позволяет определить перспективное значение параметра на конкретную дату (год) поступления проектируемого самолета в эксплуатацию. Такой метод применим для выбора наиболее важных параметров двигателя (γдв, Ср кр, Сро), их перечень необходимо согласовать с руководителем проектирования.

На сверхзвуковых скоростях обычно используются двигатели с форсажной камерой, применение которой повышает тягу примерно на (30 ÷ 60)% и увеличивает расходы топлива в 2 ÷ 2,5 раза. Статистические формулы для параметров двигателей с форсажной камерой приводятся в [6], с. 168 ÷ 174.

Для турбовинтовых и поршневых двигателей по статистике определяются удельный вес двигателя γдв = m_дв ·g / 10Neo и удельный

расход топлива С _е (кг/кВт ч).

Характеристики и параметры современных ТВД и ПД можно найти в указанных выше справочниках по двигателям, а также в [2] и [9].

После выбора параметров двигателей, руководствуясь требованиями безопасности полета и экономичности эксплуатации самолета [1], с. 117, намечается количество двигателей. При этом следует учитывать общую тенденцию уменьшения числа двигателей в силовой установке современных самолетов, что связано с разработкой двигателей большой тяги – до 30000 ÷ 40000 даН и более.

Затем решается вопрос о размещении двигателей и воздухозаборников на самолете, намечается принципиальная схема воздухозаборников [1], с. 119,

с. 423, [2], [6], с.174.

Для пассажирских магистральных самолетов следует отметить практически полный отказ в последние годы от распространенной в недавнем прошлом схемы размещения двигателей на хвостовой части фюзеляжа из-за существенного при такой схеме увеличении массы конструкции основных частей самолета – фюзеляжа, крыла, оперения, что ухудшает экономические показатели самолета.

Дата добавления: 2015-12-01