1.3. Підбір двигунів
Потрібна потужність одного двигуна на крейсерському режимі польоту визначається по наступній формулі:
де nдв – кількість встановлених на проектованому літаку двигунів. [4, 8, 9]
Потрібна потужність одного двигуна на злітному режимі визначається по наступній формулі:
На основі знайдених потрібних потужностей двигунів на основних етапах польоту та заздалегідь обраних параметрів силової установки, виконується підбір двигуна для проектованого літака.
На даний момент не існує двигуна обраного типу (ТГВД) потрібної потужності, що втілює в собі визначені необхідні параметри, для забезпечення виконання призначення проектованого літака у повній мірі. Виходячи з цих міркувань, необхідно скласти технічні вимоги на двигун, певна кількість яких у сукупності забезпечили б визначені вимоги до силової установки проектованого літака. Усі технічні вимоги на двигун зведені у табл. 1.1.
| Таблиця 1.1 | |||
| Технічні вимоги на двигун | |||
| № п/п | Найменування вимоги до двигуна | Розмірність | Значення |
| 1 | 2 | 3 | 4 |
| 1 | Тип двигуна |
| ТГВД |
| 2 | Злітна потужність N0 | кВт | 9959,3 |
| 3 | Потужність на крейсерському ре-жимі NVH (Мкр=0,6801, Hкр=9,5км) | кВт | 5772,8 |
| 4 | Питома витрата палива на злітному режимі CNo |
| 0,1752 |
| 5 | Питома витрата палива на крейсерському режимі |
| 0,1426 |
| 6 | Маса силової установки | кг | 23803 |
| 7 | Питома маса силової установки | кг/кВт | 0,597 |
| 8 | Діаметр двигуна | мм | 1350 |
| 9 | Довжина двигуна | мм | 3100 |
| 10 | Діаметр гондоли двигуна | мм | 1500 |
| 11 | Довжина гондоли двигуна | мм | 4300 |
Діаметр гондоли двигуна наближено визначається по наступному
співвідношенню:
Довжина гондоли двигуна наближено визначається по наступному співвідношенню:
Під викладені у табл. 1.1 вимоги, найбільш підходить двигун Д-27, що виготовляється на українському державному підприємстві «Запорізьке машинобудівельне конструкторське бюро «Прогрес» ім. академіка А. Г. Івченко».
Д-27 принципово новий турбогвинтовентиляторний двигун з високими газодинамічними параметрами робочого циклу, що розроблявся для літаків типу Ан-70/70Т, Бе-42 та Ан-180. Цей двигун має значно вищу паливну ефективність, ніж сучасні турбореактивні двоконтурні двигуни. Особливості конструкції двигуна Д-27: компресор двокаскадний з малою кількістю ступенів, останній ступінь – відцентровий; камера згоряння високотемпературна із рівномірним полем температур на вході у турбіну; турбіна трьохвальна з системою активного керування радіальними зазорами та широким використанням просторового профілювання лопатевого апарату, робочі лопатки монокристалові; редуктор одноступеневий диференціальний із вбудованим вимірювачем потужності; система автоматичного керування двигуном електрона типу FADEC. Конструктивна схема двигуна Д-27 показана на рис. 1.2.
Параметри двигуна Д-27 повністю задовольняють отримані шляхом розрахунків технічні вимоги до двигуна проектованого літака. Параметри силової
установки проектованого літака наведені у табл. 1.2.
| Таблиця 1.2 | ||
| Параметри встановленого на літаку двигуна Д-27 | ||
| № п/п | Найменування параметру | Значення |
| 1 | Тип двигуна | ТВВД Д-27 |
| 2 | Потужність, е.к.с/кВт | 14000/10640 |
| 3 | Кількість встановлених на літаку двигунів | 4 |
| 4 | Степінь підвищення тиску на злітному режимі | 22,9 |
| 5 | Степінь підвищення тиску крейсерська Hкр = 11 км | 29,7 |
| 6 | ККД гвинтовентилятора (крейсерське) | 0,9 (Мп = 0,7) |
| 7 | Маса двигуна (без гвинтовентилятора), кг | 1650 |
| 8 | Витрата повітря, кг/с | 27,4 |
| 9 | Температура перед турбіною на зльоті, К | 1640 |
| 10 | Потужність крейсерська (Hкр = 11 км), е.к.с/кВт | 6750/5130 |
| 11 | Довжина двигуна, мм | 4198 |
| 12 | Діаметр гвинтовентилятора, мм | 4500 |
| 13 | Діаметр двигуна, мм | 1370 |
| 14 | Країна-виробник | Україна |
- 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