Введение

В выпускной квалификационной работе проводится энергетический расчет ГТД, прототипом которого является ТРДДФ АЛ-31Ф. Проводятся расчеты скоростной и высотной характеристик, а также газодинамический расчет.

При проектировании двигателя набор основных его параметров, определение геометрических размеров и площадей проходных сечений проточной части производится для режима, который называется расчетным. Для определения параметров двигателя на расчетном режиме проводится энергетический расчет.

Однако двигатель далеко не всегда работает на расчетном режиме, в связи с чем, необходимо определять его параметры на различных скоростях и высотах полета.

Построение скоростной и высотной характеристик дает возможность судить об изменении параметров двигателя при отклонении режима работы от расчетного, определить наиболее выгодные высоты и скорости полета, где будет достигнута наибольшая эффективность двигателя.

По данным энергетического расчета становится возможным провести газодинамический расчет, где определяются геометрические параметры проточной части рассчитываемого двигателя.

Большое количество двигателей снимается с самолетов до выработки ими гарантийного ресурса из-за повреждения компрессора посторонними предметами, попавшими на вход двигателя при эксплуатации.

Досрочный съем двигателей нарушает регулярность рейсов самолетов и приводит к большой дополнительной загрузке завода-изготовителя и ремонтных предприятий внеплановым ремонтом двигателей. Повреждение компрессоров двигателей снижает эксплуатационную надежность и безопасность полетов.

1 Определение состава су, описание самолета-прототипа су-27

1.1 Определение количества двигателей

1.1.1 Исходные данные

1. Тип самолета: учебно-боевой.

2. Взлетная масса самолета: G_c= 33 т.

3. Максимальная полетная скорость: v_n= 583,3 м/с.

4. Тип двигателя: ТРДДФ.

5. Расчетный режим: М = 0, Н = 0.

6. Тяга двигателя: R = 105 кН.

7. Степень повышения давления: π= 21.

8. Температура газа перед турбиной: T_г=1700 К.

9. Дополнительные данные: m = 0,5; T_ф=2000 К.

1.1.2 Определение количества двигателей

Определение состава силовой установки – определяем суммарную тягу, потребную силовой установке.

Коэффициент тяги = 2,9, тогда:

(1.1)

Определяем количество двигателей в составе силовой установки:

(1.2)

Количество двигателей,таким образом, принимается равным1.

1.2 Описание самолета

Интегральная аэродинамическая компоновка самолета представлена на рисунке 1.1.Лётно-технические характеристики самолётапредставлены в таблице 1.1.Среднерасположенное трапециевидное крыло небольшого удлинения, оснащенное развитыми наплывами, плавно сопрягается с фюзеляжем, образуя единый несущий корпус.

Рисунок 1.1 - Интегральная аэродинамическая компоновка самолета

1 - фюзеляж;2 - наплыв фюзеляжа;3 - консоли крыла;4 - консоли цельноповоротного вертикального оперения (ЦПГО);5 - консоли цельноповоротного горизонтального оперения (ЦПВО);6 - мотогондолы двигателей;7 - воздухозаборники двигателей;8 - управляемые поворотные части наплыва фюзеляжа;9 - поворотные носки крыла;10 - элероны;11 - флаппероны;12-пилон ЦПВО;13 - воздухозаборники продува мотоотсеков и теплообменников системы кондиционирования;14 - поворотные реактивные сопла двигателей;15 - срезы реактивных поворотных сопел двигателей;16 - оси вращения поворотных сопел двигателей;17 - плоскости вращения поворотных сопел двигателей

Два двухконтурных турбореактивных двигателя с форсажными камерами типа АЛ-31Ф размещены в отдельных мотогондолах, установленных под несущим корпусом самолета на расстоянии друг от друга, исключающем их аэродинамическое взаимовлияние и позволяющем подвешивать между ними по схеме "тандем" две управляемые ракеты.

Обтекатели шасси плавно переходят в хвостовые балки, служащие платформами для установки цельно-поворотных консолей стабилизатора с прямой осью вращения, двухкилевого разнесенного по внешним бортам хвостовых балок вертикального оперения и подбалочных гребней. Самолет спроектирован по концепции "электронной устойчивости" и не имеет традиционной механической проводки управления в продольном канале - вместо нее используется электродистанционная система управления (СДУ). Шасси самолета трехопорное, убирающееся, с одним колесом на каждой опоре.

Таблица 1.1 – Лётно-технические характеристики самолёта СУ-27

Параметры	Значения
Модификация	Су-27
Длина крыла, м	14,70
Длина самолета, м	21,935
Высота самолета, м	5,932
Площадь крыла, м2	62,037
Угол стреловидности крыла, град	42
Масса, кг
пустого самолета	16300
нормальная взлетная	22500
максимальная взлетная	30000
Масса топлива, кг
нормальная	5270
максимальная	9400
Тип двигателя	2 x ТРДД АЛ-31Ф