- •Расчетно-пояснительная записка к курсовому проекту по дисциплине «Устройство и проектирование летательных аппаратов» на тему: «Энергетический расчет и высотно-скоростные характеристики трддф»
- •Содержание
- •Введение
- •1 Определение состава су, описание самолета-прототипа су-27
- •1.1.1 Исходные данные
- •1.1.2 Определение количества двигателей
- •1.2 Описание самолета
- •1.2.1 Фюзеляж
- •1.2.2 Двигатель
- •1.2.3 Крыло
- •1.2.4 Шасси
- •1.2.5 Система управления самолетом
- •2 Описание трддф ал-31ф
- •2.1 Общие сведения о двигателе
- •2.2 Компрессор
- •2.2.1. Общая характеристика компрессора
- •2.2.2 Конструкция компрессора низкого давления
- •2.2.3 Переходный корпус
- •2.2.4 Конструкция компрессора высокого давления
- •2.3 Противообледенительная система
- •2.4 Основная камера сгорания
- •2.4.1 Общая характеристика камеры сгорания
- •2.4.2 Конструкция камеры сгорания
- •2.5 Турбина
- •2.5.1 Общая характеристика турбины
- •2.5.2 Конструкция турбины высокого давления
- •2.5.3 Конструкция турбины низкого давления
- •2.6 Форсажная камера
- •2.6.1 Общая характеристика форсажной камеры
- •2.6.2. Конструкция форсажной камеры
- •2.7. Выходное сопло
- •2.7.1. Общая характеристика выходного сопла
- •2.7.2. Конструкция выходного сопла
- •3 Энергетический расчет двигателя ал-31ф
- •3.1 Исходные данные для расчёта
- •3.2 Определение параметров трддф
- •4 Расчет высотных характеристик двигателя
- •4.2 Высотная характеристика трддф ал-31ф
- •5 Расчет скоростных характеристик двигателя
- •5.2 Скоростная характеристика трддф ал-31ф
- •6 Газодинамический расчет трддф ал-31ф
- •6.1 Газодинамический расчёт кнд
- •6.1.1. Определение числа ступеней
- •6.1.2. Расчёт первой ступени
- •6.1.3 Расчёт последней ступени
- •6.2 Газодинамический расчёт квд
- •6.2.1 Определение числа ступеней
- •6.2.2 Расчёт первой ступени
- •6.2.3 Расчёт последней ступени
- •6.3 Газодинамический расчёт твд
- •6.3.1 Определение числа ступеней
- •6.3.2 Расчёт первой ступени турбины
- •6.3.3 Расчет последней ступени
- •6.4 Газодинамический расчёт тнд
- •6.4.1 Определение числа ступеней
- •6.4.2 Расчёт ступени турбины
- •6.4.3 Расчет последней ступени
- •6.5 Газодинамический расчёт камеры сгорания
- •6.6 Гидравлический расчет форсажной камеры и выходного сопла
- •7 Эксплуатационные повреждения лопаток компрессора гтд
- •7.1 Анализ условий эксплуатации лопаток компрессора
- •7.2 Причины попадания посторонних предметов в двигатель
- •7.3 Повреждения лопаток компрессора при попадании в него пп
- •А) эллептическая вмятина; б) эллептическая забоина; в) V-образная забоина
- •Двигателя пс-90а:
- •Квд двигателя пс-90а:
- •7.4 Защита от попадания пп
- •Заключение
- •Список использованных источников
- •Приложение а
1.2.3 Крыло
Крыло самолета свободно-несущее. Отъемные части (консоли) крыла имеют угол стреловидности по передней кромке и набраны из профилей относительной толщиной 3-5%. Удлинение крыла 3.5, сужение - 3.4. Механизация представлена отклоняемыми флаперонами площадью 4.9 м2, выполняющими функции закрылков и элеронов, и двухсекционным поворотным носком площадью 4.6 м2. Углы отклонения флаперонов +35-.-200, угол выпуска носков -30о. Выпуск флаперонов (в режиме закрылка) и отклонение носков производится на взлетно-посадочных режимах, а также при маневрировании с приборными скоростями до 860 км/ч.
Конструктивно каждая консоль крыла состоит из силового кессона, носовой и хвостовой частей, механизации и законцовки. Силовой кессон состоит из трех стенок, верхней и нижней панелей и 19 нервюр. Часть кессона между нервюрами выполнена герметичной и образует топливный бак-отсек. Верхняя и нижняя панели кессона сборные. Носовая часть консоли расположена между передней стенкой и стенкой кессона и предназначена для размещения коммуникаций и агрегатов управления поворотным носком. Хвостовая часть между стенкой кессона и задней стенкой служит для размещения коммуникаций и агрегатов управления флапероном. На стенках кессона каждой консоли на стыке с нервюрами имеются узлы установки двух пилонов для подвески вооружения. На торцах законцовки крыла установлена гребенка для крепления еще одного пускового устройства для управляемых ракет класса "воздух-воздух" малой дальности. Вместо последнего на торцы крыла могут устанавливаться контейнеры с аппаратурой РЭП.
Двухсекционный поворотный носок навешен на консоль на петлевых опорах при помощи шомполов. Конструктивно носок состоит из обшивки и силового набора (лонжерона и диафрагм). Отклонение носка производится посредством блоков гидроцилиндров. Односекционный поворотный флаперон навешивается на консоль на кронштейнах хвостовой части крыла и управляется гидроцилиндрами.
Горизонтальное опререние самолета представляет собой дифференциально отклоняемый стабилизатор, управляемый с помощью электродистанционной системы (СДУ), и состоит из двух цельноповоротных консолей, выполненных по схеме "лонжерон и подкосная балка" с прямой осью вращения и расположением подшипников в консолях горизонтального оперения. Подкосные балки (полуоси) стабилизатора неподвижно закреплены в хвостовых балках фюзеляжа. В силовой набор каждой консоли стабилизатора входят также задняя стенка, 11 нервюр и работающая обшивка, подкрепленная стрингерами.
Консоли горизонтального оперения имеют трапециевидную форму (угол стреловидности по передней кромке 45о)- Размах стабилизатора 9.8 м, площадь -12.2 м2 Углы отклонения стабилизатора +15... -20о, для управления по крену возможно дифференциальное отклонение половин ГО с "ножницами" 10о. Отклонение стабилизатора обеспечивается гидроприводом Рычаг привода имеет коробчатое сечение и конструктивно объединен со средней частью бортовой нервюры стабилизатора. Полуось, изготовленная из высокопрочной стали, состоит из трех частей, соединенных сваркой Лонжерон выполнен методом горячей штамповки; в средней части консоли он имеет двутавровое сечение, а в корневой и концевой частях - швеллерное.
Вертикальное оперение - двухкилевое, стреловидное (угол стреловидности по передней кромке 40о), площадью 15.4 м2. Каждый киль оснащен рулем направления (площадь двух рулей 3.5 м2, углы отклонения +25о в каждую сторону). Кили имеют трапециевидную форму и выполнены по двухлонжеронной схеме. Они крепятся к силовым шпангоутам хвостовых балок, которые совпадают с силовыми шпангоутами и 42 мотогондол. В корневой части киля установлена силовая нервюра, поперечный набор основной части киля образован 10 нервюрами. В верхней части килей, снабженных стеклопластиковыми законцовками, и по их передней кромке под радиопрозрачными обтекателями размещены антенны различных радиотехнических устройств.
Управление рулями направления осуществляется с помощью блоков гидроцилиндров, установленных внутри килей. Каждый руль управляется одним блоком цилиндров. Под рулем направления в обтекателе, в тени корневой части киля, установлен бустер стабилизатора. Для улучшения противоштопорных характеристик и повышения путевой устойчивости под хвостовыми балками ХЧФ установлены два подбалочных гребня площадью 2.5 м2, имеющих угол стреловидности по передней кромке 38о.