rpd000015898 (160400 (24.05.01).С11 Интеллектуальные аэрогидрокосмические системы), страница 4
Описание файла
Файл "rpd000015898" внутри архива находится в следующих папках: 160400 (24.05.01).С11 Интеллектуальные аэрогидрокосмические системы, 160400.С11. Документ из архива "160400 (24.05.01).С11 Интеллектуальные аэрогидрокосмические системы", который расположен в категории "". Всё это находится в предмете "вспомогательные материалы для первокурсников" из 1 семестр, которые можно найти в файловом архиве МАИ. Не смотря на прямую связь этого архива с МАИ, его также можно найти и в других разделах. Архив можно найти в разделе "остальное", в предмете "вспомогательные материалы для первокурсников" в общих файлах.
Онлайн просмотр документа "rpd000015898"
Текст 4 страницы из документа "rpd000015898"
Тип лекции: Информационная лекция
Форма организации: Лекция, мастер-класс
Описание: Особенности работы и характеристики, сверхзвуковых сопел. Расчетные и нерасчетные режимы работы сверхзвуковых сопел. Регулирование сопел. Характеристики сопел.
1.14.1. Геометрическое и аэродинамическое согласование. (АЗ: 2, СРС: 1)
Тип лекции: Информационная лекция
Форма организации: Лекция, мастер-класс
Описание: Размещение двигателя на аппарате. Центровка. Выбор оптимальной геометрии с учетом компоновки на аппарате. Аэродинамическое согласование по входному устройству. Влияние пограничного слоя на параметры двигателя и аэродинамические характеристики аппарата. Влияние реактивной струи на обтекание кормовой части аппарата.
1.15.1. Математические модели расчета различных двигательных установок (АЗ: 2, СРС: 1)
Тип лекции: Информационная лекция
Форма организации: Лекция, мастер-класс
Описание: Математическая модель расчета ракетного двигателя твердого топлива. Математические модели расчета двигателей воздушного участка траектории. Математические модели расчета двигателей подводного участка траектории.
-
Практические занятия
-
Лабораторные работы
1.4.1. Выбор химического источника тока для бортовой энергосистемы. (АЗ: 4, СРС: 0)
Форма организации: Лабораторная работа
1.10.1. Расчет и определение состава топливной системы. (АЗ: 4, СРС: 0)
Форма организации: Лабораторная работа
1.10.2. Проектирование камеры сгорания твердого топлива при согласовании ее геометрии с миделем аппарата. (АЗ: 4, СРС: 0)
Форма организации: Лабораторная работа
1.10.3. Изучение конструкции и определение особенностей газогенераторов. (АЗ: 4, СРС: 0)
Форма организации: Лабораторная работа
-
Типовые задания
Приложение 3
к рабочей программе дисциплины
«Энергоустановки ЛА »
Прикрепленные файлы
Задание на курсовой проект по курсу Энергоустановки ЛА.doc
Задание №1
Провести газодинамический расчет и определить облик двигателя АИ-25.по взлетному режиму
Все характеристики двигателя взять из справочника «Авиационные, ракетные, морские , промышленные двигатели. 1944 – 2000 г»
Сравнить полученные данные с приведенными в справочнике. Массу и размеры двигателя определить по статистике.
Задание №2
Провести газодинамический расчет двигателя АИ-222-25.для взлетного режима. В структурной схеме учесть механические связи:
Вентилятор – турбина высокого давления (охлаждаемая)
Компрессор- турбина низкого давления
Предусмотреть охлаждение турбины высокого давления воздухом за компрессором
Определить вес и диаметр двигателя по миделевому сечению, с использованием статистических данных.
Задание №3
Провести газодинамический расчет и определить облик двигателя Д-36.по взлетному режиму
Все характеристики двигателя взять из справочника «Авиационные, ракетные, морские , промышленные двигатели. 1944 – 2000 г»
Сравнить полученные данные с приведенными в справочнике. Массу и размеры двигателя определить по статистике.
Задание №4
Провести газодинамический расчет и определить облик двигателя Д-36.по взлетному режиму
Все характеристики двигателя взять из справочника «Авиационные, ракетные, морские , промышленные двигатели. 1944 – 2000 г»
Сравнить полученные данные с приведенными в справочнике. Массу и размеры двигателя определить по статистике.
Задание №4
Провести газодинамический расчет двухконтурного турбореактивного ПС-90
на взлетном режиме.
Тяга 160000 Н
Степень двухконтурности 4,5
Степень повышения давления в вентиляторе 1,67
Суммарная степень повышения давления 31,9
Температура газа перед турбиной 1621 К
Удельный расход топлива (действительный) 0,38
Расход воздуха (действительный) 471 кг/с
В структурной схеме предусмотреть наличие:
- одноступенчатого вентилятора
- 3-ступенчатого компрессора в газодинамическом контуре.(вентилятор и трехступенчатый компрессор связан механической связью с турбиной высокого давления)
- 13-ступенчатого компрессора, связанного с турбиной низкого давления
- турбину высокого давления
-турбину низкого даления
Принять:
- КПД вентилятора равным 0,85
- к - 3-х ступенчатого компрессора равное 2, при КПД равным 0,9
- КПД 13-ступенчатого вентилятора равным 0,89
- КПД турбин равным 0,85
Предусмотреть охлаждение турбины высокого давления.
Определить массу и габариты двигателя по статистике
Сравнить полученные результаты с действительными величинами по расходу воздуха, удельному расходу топлива, массе двигателя и диаметру вентилятора
Задание №5
Провести газодинамический расчет двухконтурного турбореактивного двигателя ПС-90 на крейсерском режиме. (Н=11000 м.. М=0,8)
Тяга 35000 Н
Степень двухконтурности 4,4
Степень повышения давления в вентиляторе 1,75
Суммарная степень повышения давления 37,0
Температура газа перед турбиной 1370 К
Удельный расход топлива (действительный) 0,595
Приведенный расход воздуха (действительный) 504 кг/с
В структурной схеме предусмотреть наличие:
- одноступенчатого вентилятора
- 3-ступенчатого компрессора в газодинамическом контуре.(вентилятор и трехступенчатый компрессор связан механической связью с турбиной высокого давления)
- 13-ступенчатого компрессора, связанного с турбиной низкого давления
- турбину высокого давления
-турбину низкого даления
Принять:
- КПД вентилятора равным 0,85
- к - 3-х ступенчатого компрессора равное 2, при КПД равным 0,9
- КПД 13-ступенчатого вентилятора равным 0,89
- КПД турбин равным 0,85
Предусмотреть охлаждение турбины высокого давления.
Определить массу и габариты двигателя по статистике
Сравнить полученные результаты с действительными величинами по расходу воздуха, удельному расходу топлива, массе двигателя и диаметру вентилятора
Задание №6
Провести газодинамический расчет двигателя РД-33 для максимального нефорсированного режима. Принять:
-
Для компрессора низкого давления (вентилятора)
ступ = 1,3, ступ =0,9, вент =2,8
2. Для компрессора высокого давления
ступ = 1,25, ступ =0,92, комп =7,45
Определить температуру газа в форсажной камере для достижения тяги в форсажном режиме на уровне 8300 кгс
Задание №7
Провести газодинамический расчет двухконтурного двигателя РД-1700 на взлетном режиме в соответствии с прилагаемыми техническим характеристиками.
В структурной схеме предусмотреть механическую связь компрессора низкого давления (вентилятора) с турбиной высокого давления. Охлаждения турбины не предусматривать
В литературе имеется сообщение, что для двигателя разработана форсажная камера, при использовании которой тяга двигателя на полном форсированном режиме составит 2000 кгс.
Определить параметры двигателя с форсажной камерой
Задание №8
Провести газодинамический расчет турбовинтового двигателя ТВ3-117. для взлетного режима
Технические характеристики:
Мощность на валу воздушного винта 2200 л.с.
Температура газа перед турбиной 1263 К
Расход воздуха (действительный) 9,1 кг/с
Степень повышения давления в компрессоре 9,6
Удельный расход топлива (действительный) 0,230 кг/л.с. час
Масса двигателя (действительная) 285 кг
КПД компрессора 0,86
КПД турбины компрессора 0,91
КПД свободной турбины 0,94
Конструктивные особенности:
- 12-ступенчатый компрессор
- 2-х ступенчатая турбина компрессора
- 2-х ступенчатая свободная турбина
При проведении газодинамического расчета принять давление перед соплом равным 0,1 атм
Задание №9
Провести газодинамический расчет двухконтурного турбореактивного двигателя с раздельными соплами при следующих параметрах
Режим взлетный
Тяга 65000 Н
Степень двухконтурности 5,6
Пк вентилятора 1,39
Пк компрессора 20,2
Температура газа перед турбиной 1510 К
Принять коэффициенты потерь в отдельных элементах в соответствии с рекомендациями, имеющимися в литературе. Указать источники этих данных.
Определить диаметр вентилятора, приняв втулочное отношение равным 0.3 и коэффициент входной скорости 0,35
Рассчитать Суд
Задание №10
Провести газодинамический расчет двухконтурного турбореактивного двигателя с раздельными соплами при следующих параметрах
Режим крейсерский
Высота 8000 м
Скорость Мп=0,75
Тяга 16000 Н
Степень двухконтурности 6,2
Пк вентилятора 1,4
Пк компрессора 19,8
Температура газа перед турбиной 1245 К
Принять коэффициенты потерь в отдельных элементах в соответствии с рекомендациями, имеющимися в литературе. Указать источники этих данных.
Определить диаметр вентилятора, приняв втулочное отношение равным 0.3 и коэффициент входной скорости 0,35
Рассчитать Суд
Задание №11
Провести гидрогазодинамический расчет комбинированного ракетно-турбинного двигателя с раздельными контурами
Исходные данные:
1. Тяга 30000 Н
2. Скорость полета 3 М
3. Высота полета 11000 м
4. Температура газа перед турбиной 1600 К
5. Степень повышения давления в компрессоре 5
6. Температура в камерах сгорания обоих контуров 2200 К
7. Компоненты ракетной камеры сгорания керосин- кислород
8. Соотношение компонентов к1 =16
Задание №12
Провести газодинамический расчет газотурбинной установки с силовой турбиной при исходных данных:
Условия работы: наземная установка
Мощность силовой турбины 110 МВт
Температура на выходе из двигателя 790 К
Степень повышения давления в компрессоре 14,7
Теплотворная способность топлива 5040 кДж/кг
Принять:
- давление перед соплом отличается от атмосферного на 0,1 105 Па
-КПД компрессора 0,85
- КПД турбины газогенератора 0,87
КПД силовой турбины 0,9
Коэффициент полноты сгорания 0,97
Определить подбором температуру газа перед турбиной в диапазоне 1000…1500 К
ГТД состоит из осевого 15-ступенчатого компрессора, трубчато-кольцевой противоточной камеры сгорания, четырехступенчатой осевой турбины.
Сравнить результаты расчета с реальным газотурбинным двигателем для электростанций ГТД 110. (Справочник «Двигатели 1944-2000 авиационные, ракетные, морские, промышленные»
Задание №13
Провести гидрогазодинамический расчет водометного двигателя с газогенератором твердого топлива. Используя лопастную систему насоса ОД-1 выбрать режим работы насоса при максимальном КПД .и максимально возможный кпд турбины при редукторной схеме.
Исходные данные :
Скорость движения аппарата 30 м/с.
Глубина движения 400 м.
Диаметр аппарата 0,533 м
Внутренний диаметр камеры сгорания 0,5 м.
Коэффициент гидродинамического сопротивления аппарата 0,16
Использовать твердое топливо с параметрами
Плотность топлива 150 кг/м3
Температура газа 1550 К
Показатель адиабаты 1.22
Газовая постоянная 400 Дж/кг.К
Скорость горения u = 0,45*10-4 P0,3 м/с
КПД турбины принять в соответствии с прилагаемым графиком. Максимально допустимая окружная скорость на турбине 450 м/с
Согласовать диаметр шашки в соответствии с внутреннем диаметром камеры сгорания с точностью 5%
Задание №14
Провести гидрогазодинамический расчет водометного двигателя с газогенератором твердого топлива. Используя лопастную систему насоса ОД-1 выбрать режим работы насоса при максимальном КПД .и максимально возможный кпд турбины при редукторной схеме.
Исходные данные :