Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей под ред. Шляхтенко С.М. (1014193), страница 102
Текст из файла (страница 102)
д. Поэтому проиллюстрируем ход решения задачи выбора двигателя с использованием простого критерия, а именно дальности полета самолета с проверкой удовлетворения требованиям, предъявляемым к двигательной установке самолета на взлетном участке траектории полета. Для того чтобы только продемонстрировать основные принципы выбора двигателей, остановимся на простейшей задаче определения оптимального размера двигателя из условия получения максимальной дальности крейсерского полета. 505 Определение оптимального размера двигателя.
Получим аналитические выражения для составляющих баланса масс самолета, входящих в уравнение дальности полета (17.7). Рассмотрим наиболее простые выражения для составляющих баланса масс, с тем чтобы наглядно показать процедуру выбора оптимальной размерности двигателя. Практически используемые выражения имеют гораздо более сложный вид и учитывают влияние большого числа факторов на массу частей самолета.
Масса конструкции планера Мпл зависит от ряда факторов, таких как назначение самолета, геометрические размеры и конструктивная схема частей планера, механические характеристики применяемых конструкционных материалов, расчетная перегрузка и т. д. Поскольку в техническом задании на разработку пассажирского самолета среди других исходных данных обычно задается число перевозимых самолетом пассажиров, примем форму и размер фюзеляжа, а следовательно, и массу его конструкции заданными.
В этом случае масса конструкции планера М„„будет зависеть, в основном, от площади крыла о. Твк квк проектирование самолета и двигателя целесообразно осуществлять параллельно, оптимальное значение площади крыла самолета (или удельной нагрузки на крыло б/8) должно определяться одновременно с выбором оптимальной размерности двигателя. Расчеты показывают, что зависимость изменения массы конструкции планета М,„от величины взлетной массы самолета М, (а следовательно, от силы веса 0) и площади крыла 3 может быть принята линейной в диапазоне изменения последних, достаточном для анализа результатов исследований по выбору двигателя, и аппроксимнрована уравнением М,„= аа+ ЬЗ (17.11) ь М „=а+ —.
6/о (! 7.12) В формулу (17.13) входят величина лобовой массы двигателя М„„т. е. масса, приходящаяся на 1 м площади входа в двига- 3 тель, н величина ~'„Р, = го/л„пРедставлЯющаЯ собой сУммаРнУю ! ° площадь входа (в данном случае, площадь вентилятора) всех двигателей самолета. Произведение М„, ~г, — это суммарная масса 506 Масса двигательной установки самолета Мд, состоящей из 'двигателей, гондолы, агрегатов, систем и т. д., зависит от большого числа факторов, таких, как размер двигателей, тип, схема и их назначение, параметры рабочего процесса, форма и размеры входного и выходного устройства и т. д.,и может быть вычислена по следующей формуле: М„.,=К„,,М„'ЕР,.
(17.13) всех двигателей, установленных на самолете. Вопрос выбора рационального числа двигателей на самолете здесь не рассматривается. Количество двигателей (д, на самолете принимается заданным. Коэффициент массы двигательной установки Кд г показывает, во сколько раз масса двигательной установки больше массы всех двигателей, установленных на самолете. Величина Кд г является сложной функцией многих факторов.
Здесь для упрощения принимаем ее заданной. Для дозвуковых самолетов величина коэффициента Кд т может быть принята равной 1,4 ... 1,6, для сверхзвуковых — 1,5 ... 2,0. После преобразования уравнения (17.13) получим и„', ~, "р,/в М„г- — — Кд,г (17.14) Величина полезной нагрузки самолета обычно задается техническим заданием на самолет и принимается в процессе исследований по выбору двигателя постоянной Мполп.пагр = сопз( ° Уравнение дальности (17.7) с учетом выражений (17.12) и (17.14) получит следующий вид: (17.15) и+ а о + П о +Мпол.пагр Удельная нагрузка на крыло 6/3 н относительный размер двигательной установки ~„'/а/Я, входящие в уравнение (17.15) и в другие уравнения, являются основными параметрами, используемыми при согласовании размеров самолета и двигательной установки и называются параметрами согласования, Изменение параметров согласования б/о и ~„'Р,/3 оказывает существенное влияние на характеристики самолета.
Поэтому для получения наилучшего результата при формировании облика самолета необходимо определить оптимальные значения обоих параметров согласования, Однако возможна и иная постановка задачи, а именно выбор оптимальной величины относительного размера двигательной установки при фиксированном значении удельной нагрузки на крыло 6/о. Из уравнения (17.15) следует, что по мере уменьшения размера двигательной установки ~',г', дальность полета увеличивается, стремясь к своему наибольшему значению при ~г", = О.
Такой неверный вывод обусловлен тем, что изменение величины ~/и под знаком логарифма сказывается лишь нв балансе самолета. При этом уменьшение размера н, следовательно, массы двигательной установки прн фиксированном значении взлетной массы приводит к увеличению относительного запаса топлива с соответствующим ростом дальности полета. <о— 1 г-м, < ггм Сухо хаг <У йг) <Еб )о, <Гуо)г Рву.ур лл.уху '»лулу е) ~~, ~ Р,)8 1 сх схо 0 7Мо — хо су К— сх Рис. 17.2. Характер зависимости полетного аэродинамического качества само. лета )<, удельного расхода топлива стд и условной дальности полета Е о„от сУммаРиой тЯги двигательной Установки Рд — РУ Ч Р; д.
у. пр прул в' Однако следует учесть, что изменение размера двигательной установки 2" „Р„, наряду с влиянием на баланс масс самолета приведет к изменению величины полетного аэродинамического качества самолета К. Покажем, что аэродинамическое качество самолета при заданной удельной нагрузке на крыло 6/о зависит от режима работы двигателя и величины ~'„Р,/2.
Величина коэффициента лобового сопротивления сх обычно определяется из уравнения с„= с,о +Асз (17.16) В крейсерском полете суммарная тяга двигательной установки Р„, у =- Р ~~~ Рв равна лобовому сопротивлению самолета Х = = с„<73 =- с„= О;7МзриЗ. Следовательно, величина коэффициента лобового сопротивления самолета может быть вычислена следующим образом; Р„"', ~ Р,)8 0 7Мо (17.17) где Рпр = Р !Ра — приведенная (отнесенная к атмосферному давлению) лобовая тяга двигателя, величина которой зависит от режима работы двигателя, задаваемого системой управления.
Аэродинамическое качество с учетом выражений (17.16) и (17.17) будет равно сх 1/Л Р,", ~', Р,,)8 0,7М» Характер зависимости полетного аэродинамического качества К самолета от суммарной тяги двигательной рустановки Руь „.,р, равной произведению лобовой тяги двигателя Р,р (показывающей в данном случае также степень дросселирования двигателя) и размера двигательной установки 2„' Р„иллюстрируется на рис.
1 7.2, а. 508 Рис. !7.3. Характер зависимости теоретической дальности и ее составляющих 1 » г сусл мох и 1и от суммарного размера силовой установки ~» Р„ )из При малом размере двигательной установки 2, Р, =-(У;Р„),, полетное аэродинамическое качество самолета даже на максимальных режимах работы двигателя не достигает максимального значения (см. рис. 17.2, а и 17.2, б). Это обусловлено тем, что величина суммарной тяги двигательной установки Рд, „,,р —— Рир ~~~Ро недостаточна .для преодоления лобового сопротивления самолета на углах атаки, близких к углам атаки, на которых реализуется максимальное аэродинамическое качество. В результате этого полет самолета совершается на меньшей высоте с меньшими углами атаки. У силовой установки большого размера с суммарной площадью входа ~'„Р, = (~Р,)з тяга, соответствующая точке минимального удельного расхода топлива (так называемая «ложка> на дроссельной характеристике двигателя), существенно больше тяги, при которой достигается максимальное значение аэродинамического качества самолета.
Установившийся полет самолета (т. е. полет с )' = 6 и Х = Р) происходит при этом на большей высоте с углом атаки, превышающим угол атаки максимального аэродинамического качества. Таким образом, переразмеривание двигательной установки приводит не только к ее утяжелеиию и ухудшению массовых характеристик самолета в целом, но и к уменьшению полетного аэродинамического качества. Наиболее высокая топливная экономичность самолета соответствует максимуму условной дальности полета и достигается при использовании на самолете двигательной установки с суммарной площадью входа ~ Р, = (~ Р,), (рис.
17.2, в и рис. 17.3, а). Принимая во внимание, что в соответствии с балансом масс самолета изменение размера УР„а следовательно и массы двигательной установки <Ид т, приводит и к изменению запаса топлива на самолете, перейдем от условной дальности к более полному критерию оценки эффективности двигателя на самолете, к теоретической дальности полета (уравиение 17.15). Выражение под логарифмом в уравнении дальности монотонно увеличивается при уменьшении размера двигательной установки (рис.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
