1.1.3.2. Розташування двигунів, їх тип та кількість
Виходячи з технічного завдання на проект, силова установка повинна забезпечувати безпечний політ на крейсерській висоті Hкр = 9500 м та швидкість польоту Vкр = 740 км/год (Mкр = 0,6801). Найкраще для цього підходять газотурбінні двигуни (ГТД).
При виборі типу ГТД основним критерієм, що дасть змогу забезпечити високі показники транспортної ефективності, буде питома витрата палива.
Найбільш перспективним та вдалішим двигуном для дозвукових літаків є турбогвинтовентиляторний двигун (ТГВД). Літаки, на яких застосовується двигуни такого типу, можуть досягати відносно високих швидкостей крейсерського польоту (650–800 км/год) при значно меншій, в порівнянні з іншими типами двигунів, питомій витраті палива.
Особливість турбогвинтовентиляторних двигунів – застосування на них лопатей «шаблевидного» типу. По своїй природі ефект «шаблевидних» лопатей такий же, як і стріловидного крила, тобто «шаблевидні» лопаті виконані таким чином, щоб зменшити стрибки ущільнення на їх кінцях, а значить відтягується явище зриву потоку. Це забезпечує збільшення числа Mкрит, що дозволяє підвищити частоту обертання лопатей й досягати відносно високої швидкості польоту. [2, 7]
Кількість двигунів необхідних для забезпечення усіх закладених у проекті льотних та економічних характеристик, залежить від ряду факторів, обумовлених як призначенням літака, так і його основними параметрами транспортної ефективності.
Силова установка сучасного літака проектується з урахуванням забезпечення незалежної (автономної) роботи двигунів. Міжремонтний ресурс сучасних ГТД досягає кількох тисяч годин наробітки, а імовірність їхньої відмови не велика. Тому виникає питання пов’язане з вибором встановлення на ПС меншої кількості більш потужних двигунів, або більшої кількості менш потужних двигунів. При виборі кількості та потужності двигунів необхідно виходити, перш за все, з міркувань безпеки польотів, керуватися положеннями міжнародного та вітчизняного законодавства (ICAO, Повітряний Кодекс України, Авіаційні Правила України), зокрема щодо живучості АТ.
При встановлені більшої кількості двигунів підвищується безпека польотів, крім того енергоозброєність літака може бути меншою, адже стає можливим розподілити її на більше частин (двигунів), тобто при відмові одного двигуна, літак з більшою кількість двигунів, матиме енергоозброєність вищу ніж літак з меншою кількістю двигунів, на один двигун якого припадає більша частина від усієї енергоозброєності літака, в порівнянні з літаком з більшим числом двигунів.
З іншого боку, більша кількість двигунів призводити до зменшення показників економічності літака, так як зростають витрати на обслуговування та ремонт двигунів. Крім того, зростає сумарний мідель гондол двигунів, що призводить до зниження ефективної потужності силової установки, адже зростає коефіцієнт лобового опору літака в цілому, що також відбивається на транспортній ефективності літака.
Виходячи з вище викладеного, та міркувань безпеки польотів на проектованому літаку встановлено чотири двигуна типу ТГВД.
Обраний тип двигунів дозволяє лише два наступні варіанти їх розміщення на літаку:
у гондолах, що кріпляться на кінцях горизонтального оперення;
у гондолах на крилі.
Перший варіант розміщення двигунів є експериментальним, і досі не застосовується на серійних літаках, крім того, такий варіант передбачає масивне горизонтальне оперення. Другий варіант розміщення двигунів набув широкого застосування у сучасному авіабудівництві.
Розміщення двигунів у гондолах на крилі доцільне по наступним причинам:
двигуни розвантажують конструкцію крила у польоті, зменшуючи
згинальний момент від зовнішніх навантажень, що дає можливість виконати крило менш потужним, а значить знизити його відносну масу;
двигуни відіграють роль демпферів коливань крила, а також є протифлаттерними балансирами;
забезпечується додатковий обдув крила двигунами, що дає можливість значно знизити швидкість відриву при зльоті;
зручність при обслуговувані двигунів;
забезпечується надійне ізолювання двигуна від крила за допомогою протипожежних перегородок;
забезпечується можливість відносно легкого встановлення на двигунах засобів шумопоглинання.
Варіант розташування двигунів на крилі має один суттєвий недолік – при відмові двигуна у польоті виникає значний повертаючий момент в горизонтальній площині (відносно вертикальної осі Y), що потребує збільшення площі вертикального оперення для забезпечення необхідних характеристик шляхової стійкості.
Проаналізувавши усі переваги та недоліки обох варіантів розміщення двигунів обрана схема, при якій двигуни розташовані у гондолах на крилі.
- Міністерство освіти і науки україни
- Дипломна робота (пояснювальна записка)
- Національний авіаційний університет
- Завдання на виконання дипломної роботи
- Реферат
- Перелік умовних позначень, скорочень, термінів
- Перелік креслень
- Розділ 1 основна частина. Проект вантажного смл вступ
- 1.1. Вибір проектних параметрів літака
- 1.1.1. Обробка статистичних даних
- 1.1.2. Формування технічного завдання на проект
- 1.1.3.1. Розташування крила та оперення відносно фюзеляжу, їх форма
- 1.1.3.2. Розташування двигунів, їх тип та кількість
- 1.1.3.3. Вибір типу та розташування опір шасі
- 1.1.4. Вибір основних параметрів крила
- 1.1.5. Вибір основних параметрів фюзеляжу
- 1.1.6. Вибір оптимального питомого навантаження на крило та наближена оцінка аеродинамічних характеристик літака
- 1.1.7. Оцінка потрібної енергоозброєності літака
- 1.2. Розрахунок злітної маси літака
- 1.2.1. Оцінка відносної маси палива
- 1.2.1.1. Розрахунок питомої витрати палива
- 1.2.1.2. Розрахунок відносної маси палива при польоті на максимальну дальність з максимальним комерційним навантаженням
- 1.2.2. Розрахунок відносних мас основних частин літака
- 1.2.3. Рішення рівняння балансу мас
- 1.3. Підбір двигунів
- 1.4. Розрахунок мас літака
- 1.5. Компоновка літака
- 1.5.1. Оцінка відносної маси палива
- 1.5.1.1. Розрахунок питомої витрати палива
- 1.5.1.2. Геометричні характеристики елеронів
- 1.5.1.3. Компоновка та визначення геометричних параметрів механізації крила
- 1.5.2. Компоновка та розрахунок основних параметрів оперення
- 1.5.3. Компоновка фюзеляжу
- 1.5.3.1. Геометричні та конструктивні параметри фюзеляжу
- 1.5.3.2. Кабіна екіпажа
- 1.5.3.3. Вантажна кабіна
- 1.5.3.4. Люки та двері
- 1.5.4. Компоновка шасі
- 1.6. Центровка літака
- 1.6.1. Визначення центра мас спорядженого крила
- 6.1.2. Визначення центра мас спорядженого фюзеляжу
- 1.6.3. Визначення центра мас спорядженого літака
- 1.6.4. Розрахунок варіантів центровки
- 1.7. Технічний опис конструкції літака
- 1.7.1. Аеродинамічна компоновка літака
- 1.7.2. Конструкція планера
- 1.7.2.1. Фюзеляж
- 1.7.2.2. Крило Крило літака (рис. 1.11) складається з центроплана, лівої і правої консольних частин. [15]
- 1.7.2.3. Оперення
- 1.7.3. Гідравлічна система літака
- 1.8. Оцінка льотно-технічних характеристик літака
- 1.8.1. Визначення злітної дистанції літака
- 1.8.1.1. Розрахунок злітної дистанції нормального зльоту
- 1.8.1.2 Розрахунок злітної дистанції продовженого зльоту
- 1.8.2. Визначення дистанції зниження та посадочної дистанції
- Висновок
- 2.1. Призначення елерона
- 2.2. Технічний опис конструкції елерона
- 2.3. Побудова епюр поперечних сил, згинальних та крутних моментів, що діють на елерон
- 2.4. Розрахунок на міцність силової нервюри елерона
- Визначення коефіцієнтів запасу міцності для відповідних перерізів
- Висновок
- 3.1. Методика розрахунку продуктивності літака і видатків на його експлуатацію
- 3.1.1. Визначення продуктивності літака
- 3.1.2. Визначення видатків на експлуатацію літака
- 3.2. Розрахунок економічності літака
- 3.3. Аналіз факторів, що впливають на економічність літака
- Висновок
- Розділ 4 охорона праці вступ
- 4.1. Перелік небезпечних і шкідливих виробничих чинників під час технічної експлуатації об’єкта, що проектується
- 4.2. Технічні заходи, що виключають або обмежують вплив на персонал небезпечних і шкідливих виробничих чинників
- 4.3. Розрахунок заземлювального пристрою для захисту від статичної електрики
- 4.4. Забезпечення пожежної та вибухової безпеки об'єкта, що проектується
- 4.5. Інструкції з техніки безпеки праці при виконанні то елерона
- Висновок
- Розділ 5 охорона навколишнього середовища вступ
- 5.1. Законодавча база охорони нпс України
- 5.2. Розрахунок викидів окису вуглецю та окислів азоту двигунами проектованого літака
- 5.3. Еколого-економічна оцінка збитку, який спричиняється річними викидами со і nOх
- 5.4. Методи і засоби зниження авіаційного шуму
- 5.5. Розробка заходів по підвищенню екологічної безпеки проектованого літака
- Висновок
- Розділ 6
- 6.1.2. Завдання та функції системи управління безпекою польотів пс
- 6.2. Розрахунок злітної дистанції продовженого зльоту
- Висновок
- Розділ 7 метрологічне забезпечення
- Висновки
- Список використаних джерел