Файл: Курсовая работа По дисциплине Системное проектирование врд.docx
Добавлен: 10.11.2023
Просмотров: 31
Скачиваний: 3
ВНИМАНИЕ! Если данный файл нарушает Ваши авторские права, то обязательно сообщите нам.
МИНИСТЕРСТВО НАУКИ И ОБРАЗОВАНИЯ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ
Федеральное государственное бюджетное образовательное
учреждение высшего образования
МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ (НАЦИОНАЛЬНЫЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ)
Курсовая работа
По дисциплине
«Системное проектирование ВРД»
Выполнил:
Студент гр. М2О-501С-18
Шустов А. М.
Проверил:
Гнесин Е.М.
Москва 2023 г.
Содержание
-
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
Условные обозначения
Пи К Сум – степень полного повышения давления.
Пи В – степень повышения давления в вентиляторе.
m – степень двухконтурности .
Т*г – полная температура перед турбиной [К].
Lп – дальность полета [Км].
Lвпп – длина взлетно-посадочной полосы [м].
P0 – нагрузка на крыло [даН/
].Gт – расход топлива [Кг/ч].
Gт кр – расход топлива на крейсерском режиме [Кг/ч].
МДВ – масса двигателя [Кг].
Р ВЗЛ – тяга двигателя при взлете [даН].
Ркр – тяга двигателя на крейсерском режиме [даН].
GВ ВЗЛ – расход воздуха при взлете [Кг/с].
Ккр – коэффициент аэродинамического сопротивления.
Суд кр – удельный расход топлива [Кг/Кгс*ч].
Мсу – масса силовой установки [Кг].
Мт – масса топлива [Кг].
Qпр – приведенный расход топлива Qпр, приходящийся на 1 тонну полезной нагрузки, перевезенной на 1 Км [г/т/Км].
КЭ – коэффициент эффективности.
К1, К2 – веса для каждого из рассматриваемых критериев эффективности.
Fвх кр – потребная площадь на входе в двигатель по условиям крейсерского полета [
].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 дозвукового
транспортного 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 |
Дополнительными исходными данными самолета и двигателя задаться самостоятельно (по согласованию с преподавателем)
Содержание работы.
1. Оценить потребную минимальную размерность двигателя и определить оптимальные значения основных проектных параметров двигателя по критериям практической дальности полета самолета и затратам топлива на тонно-километр.
2. Оценить влияние удельной нагрузки на крыло на принятые критерии и уточнить, если это необходимо, удельную нагрузку на крыло и оптимальные значения основных проектных параметров.
3. Оценить влияние увеличения размерности двигателя, по сравнению с минимальной
, 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 №1
Оценим 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 5
Выбранные 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.
Вывод
Благодаря 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 №2
Оценить 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 Qп
Вывод
Благодаря 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 №3
Оценить 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.