Общие принципы ТЭА и выбора двигателя самолета

Категория реферата: Рефераты по авиации и космонавтике
Теги реферата: индивидуальные рефераты, курсовые и дипломные работы
Добавил(а) на сайт: Balinskij.

Увеличение степени сжатия компрессора П*r. напористей ступеней и удельного расхода воздуха приводит к возрастанию нагрузки от аэродинамических сил на лопатки компрессора и детали корпуса и ротора.
Увеличение окружной скорости и длины лопаток приводит к увеличению нагрузок от центробежных сил на вращающиеся детали ротора.

Большая мощность турбин современных двигателей при малых габаритах и массе достигается увеличением теплопередача. преобразуемого в одной ступени в механическую работу на валу ротора турбины, что требует повышения окружной скорости на лопаточном венце. Одновременно увеличивается осевая скорость газа в проточной части на выходе из турбины и температура газа перед турбиной. Таким образом, повышение мощности на единицу массы турбины вызывает увеличение действующих механических и температурных нагрузок.

Рост напряженности рабочих процессов требует применения конструктивных материалов с высокими механическими свойствами: титановых сплавов, высоколегированных жаропрочных сталей и сплавов., что приводит к росту материалоемкости, трудоемкости, увеличению стоимости оборудования. оснастки, других показателей, определяющих уровень себестоимости двигателя.
Следовательно ФХ двигателя через материалы, конструкцию и технологию влияют на стоимость двигателя.

Основными ФХ двигателя Р0 и удельная тяга Рв , весовая отдача Рm и расход топлива С(, Сеф. В процессе проектирования двигателя при заданном значении Р0 стремиться максимизировать Рв. Рm и минимизировать Се и Сеф
Тогда интегральная обобщенная характеристика эффективности самолета Wg будет

Wg = Pв Рm | Cе Сеф

(3)

Очевидно, max Wg приводит к развитию ОКП и росту ТТХ самолета, однако вместе с тем возрастает и удельная стоимость двигателя Сро , а следовательно и стоимость самолета. Поэтому требуется полный анализ
“стоимость-эффективность” самолета. Этот анализ позволит сократить размерность задачи, оставив для дальнейшего рассмотрения лишь варианты принадлежащие кривой Wg-Cро

Получение промежуточных локальных оптимумов (субоптимальных вариантов двигателя) сокращает затраты машинного времени на синтез-анализ вариантов самолетов и делает более наглядной перевод кривой Wg-Cсв в кривую U-Cсв

ЭФФЕКТИВНОСТЬ САМОЛЕТА,

ЕЕ СТРУКТУРА И РАСЧЕТ

Эффективность самолета рассматриваемого типа характеризует его способность к уничтожению самолета условного противника в воздушном бою

U - количественная мера эффективности (вероятность поражения цели в одном вылете)

Парный воздушный бой может быть представлен из двух фаз. На первой фазе противники обмениваются ракетными ударами со средней дистанции. В случае промаха самолеты вступают в ближний маневренный бой с применением пушечного вооружения. при этом:

U = Pp + (1-Pp)(1-Pp)(1-Pc)Pc (4.1)

U = Pp + (1-Pp)(1-Pp)(1-Pc)Pc (4.2).

U - вероятность победы проектируемого самолета

U - вероятность победы самолета противника

Pp|Pc - вероятность поражения самолетов сторон ракетами и пушечными снарядами

Из формул (4) видно. что эффективность самолета определяется боевыми возможностями самолетов сторон. Поэтому:

е = U | U (5)

е - максимум интегрального показателя эффективности

указывает на лучший по боевым возможностям варианта.

Синтезируемые варианты проекта самолета различаются:

- характеристиками размеренности, а следовательно, уровнем демаскерующих признаков, влияющих на вероятность попадания в самолет ракет и снарядов;

- высотно-скоростными и маневренными характеристиками. влияющие на способность самолета первым занять удобную позицию для выстрела из пушки;

Поделитесь этой записью или добавьте в закладки