Файл: Курсовая работа По дисциплине Системное проектирование врд.docx
Добавлен: 10.11.2023
Просмотров: 100
Скачиваний: 3
-
Условные обозначения……………………………………………3 -
Задание…………………………………………………………..…4 -
Введение…………………………………………………….……..5-
ПД-14………………………………………………………..5 -
МС-21 310……………………………………………..……6
-
-
Задание №1…………………………………………………….….7 -
Задание №2……………………………………………………….12 -
Задание №3…………………………………………………...…..16 -
Список используемых материалов………………………..…….19
].Fвх взл - потребная площадь на входе в двигатель по условиям взлета [ ].Lп max – максимальная дистанция полета [м].Qпр min – минимальный приведеный расход топлива [м].ЗАДАНИЕ №Тема: Определение основных проектных параметров ТРДД для дозвуковоготранспортного самолета со следующими данными:
| Взлетная масса | - | Мвзл | = | 79000 кг |
| Масса полезной нагрузки | - | Мпн | = | 16530 кг |
| Удельная нагрузка на крыло | - | P0 | = | 610 даН / м2 |
| Длина ВПП | - | Lвпп | = | 2800 м |
| Число двигателей | - | n дв | = | 2 |
| Максимальный коэфф. аэродинамической подъемной силы на взлете | - | Су max взл | = | 1.8 |
, на положение крейсерского режима на дроссельной характеристике двигателя и на принятые критерии эффективности самолета.
Выдано студенту_____________________________"___"___________20__ г.
Руководитель работы / /
Введение
За основу для курсовой работы с целью определения основных проектных параметров ТРДД для дозвукового транспортного самолета был выбран МС-21 310 с двигателем ПД-14.
ПД-14
ПД-14 – турбореактивный двухконтурный двухвальный двигатель, без смешения потоков наружного и внутреннего контуров, с реверсом и эффективной системой шумоглушения.
Двигатели ПД на базе унифицированного газогенератора – семейство отечественных турбореактивных двухконтурных двухвальных двигателей, предназначенных для ближне-, среднемагистральных самолетов и промышленных ГТУ.
Основная особенность семейства двигателей ПД - применение унифицированного компактного газогенератора.
Число опор ротора ВД:3
Число опор ротора НД: 2
Направление вращения роторов при виде по полету:
- ротор ВД: против часовой стрелки
- ротор НД: по часовой стрелке
Ресурс основных деталей «холодной» части, ПЦ: 40 000 часов.
Ресурс основных деталей «горячей» части, ПЦ: 20 000 часов.
МС-21 310
Среднемагистральный узкофюзеляжный пассажирский самолёт МС–21–310 — среднемагистральный самолет нового поколения вместимостью от 163 до 211 пассажиров.
Лайнер ориентирован на наиболее востребованный сегмент рынка пассажирских перевозок в РФ.
В конструкции самолета использована рекордная в своем классе доля перспективных композиционных материалов, созданных исключительно на российских предприятиях — более 30%.
Самолет МС–21–310 задает новый стандарт комфорта для узкофюзеляжных самолетов, который соответствует стандартам дальнемагистральных самолетов, а размерность салона выбрана с учетом тенденции увеличения антропометрических параметров пассажиров.
Габаритные размеры МС-21-310:
| Размах крыла, [м] | 35.9 |
| Длина самолета, [м] | 42.25 |
| Высота, [м] | 11.45 |
| Ширина фюзеляжа, [м] | 4.06 |
| Максимальная ширина пассажирского салона, [м] | 3.81 |
Возможна эксплуатация во всех климатических зонах без сезонных перерывов с температурами от – 55°С до плюс 55°С и на аэродромах с высотой над уровнем моря до 4060 м.Задание №1Оценим потребную минимальную размерность двигателя и определить оптимальные значения основных проектных параметров двигателя по критериям практической дальности полета самолета и затратам топлива на тонно-километр.Для расчета воспользуемся программой PR12_W.Варьирование Пи К Сум: от 15 до 35 с шагом 5Выбранные m: 1, 5, 6, 7.После расчета получим следующие зависимости: [М] [Кг/Кгс*ч] [г/т/Км] [Кг/ч] [Кг] [Кг]Для выбора конкретного Пи К Сум и m для дальнейших расчетов воспользуемся критерием эффективности, который вычисляется:КЭ=к1*(Lп/ Lп max)+ к2*( Qпр min/ Qпр )В данном случае выберем к1 и к2 равными 0.5. Это означает, что нам в равной степени важны Lп max – максимальная дистанция полета и Qпр min – минимальный приведеный расход топлива. Получим зависимость:Выберем оптимальные показатели – Пи К Сум= 35, m=5.ВыводБлагодаря оценке потребной минимальной размерности двигателя и определения оптимальных значений основных проектных параметров двигателя по критериям практической дальности полета самолета и затратам топлива на тонно-километр удалось определить оптимальные показатели: суммарная степень повышения давления и степень двухконтурности двигателя.
Задание №2Оценить влияние удельной нагрузки на крыло на принятые критерии и уточнить, если это необходимо, удельную нагрузку на крыло и оптимальные значения основных проектных параметров.После уточнения параметров Пи К Сум и m, начнем варьировать нагрузку на крыло от 560 до 630 даН/ . Получим следующие зависимости: [М] [г/т/Км] [Кг/Кгс*ч] [Кг/ч] [Кг] [даН/ ] [Кг]Построим зависимость критерия эффективности по дальности полета Lп и приведенному расходу топлива QпВыводБлагодаря оценке влияния удельной нагрузки на крыло на принятые критерии не удалось обнаружить точки оптимума. Нагрузку на крыло P0 можно выбирать, отталкиваясь от дальности полета.Задание №3Оценить влияние увеличения размерности двигателя, по сравнению с минимальной, на положение крейсерского режима на дроссельной характеристике двигателя и на принятые критерии эффективности самолета.В программе PR_12W размерность двигателя не входит в исходные данные, а определяется в процессе расчетов по условию обеспечения безопасного взлета с данного аэродрома. Выполним поставленную задачу путем изменения длины ВПП.