Методология системного анализа авиационных газотурбинных двигателей сложных схем

  • автор:
  • специальность ВАК РФ: 05.07.05
  • научная степень: Докторская
  • год, место защиты: 2001, Москва
  • количество страниц: 203 с. : ил.
  • автореферат: нет
  • стоимость: 240,00 руб.
  • нашли дешевле: сделаем скидку
  • формат: PDF + TXT (текстовый слой)
pdftxt

действует скидка от количества
2 диссертации по 223 руб.
3, 4 диссертации по 216 руб.
5, 6 диссертаций по 204 руб.
7 и более диссертаций по 192 руб.
Титульный лист Методология системного анализа авиационных газотурбинных двигателей сложных схем
Оглавление Методология системного анализа авиационных газотурбинных двигателей сложных схем
Содержание Методология системного анализа авиационных газотурбинных двигателей сложных схем
Вы всегда можете написать нам и мы предоставим оригиналы страниц диссертации для ознакомления
Список принятых обозначений и сокращений
СУд - удельный расход топлива, кг/(Н' час);
О - диаметр;
- расход воздуха, кг/с;
Сг - расход газа, кг/с;
йт - расход топлива, кг/с (кг/ч);
Н - высота полета, м (км);
М - число Маха; р - давление, Па;
Р - тяга двигателя, Н (даН);
Руд - удельная тяга, Н' с/кг;
Т - температура, К;
М- число Маха; т - степень двухконтурности; п - частота вращения, 1/с;
У„ - скорость полета, м/с (км/ч); удв - удельный вес двигателя;
Л - приведенная скорость;
71 у - степень повышения давления во входном устройстве;
* - • -„ .V
К к - степень повышения давления в компрессоре;
П в - степень повышения давления в вентиляторе;
71 к I- суммарная степень повышения давления в вентиляторе и компрессоре;
К т- степень понижения давления в турбине;
Г] в - КПД вентилятора;
Г] к - КПД компрессора;
Г] х- КПД турбины;
Индексы
в - сечение за вентилятором; вн - внутренний;
вх - входное устройство, сечение за входным устройством; г - сечение за камерой сгорания (перед турбиной), газ; гг - газогенератор;
н - невозйущенный поток, окружающая среда; к - компрессор, сечение за компрессором; кр - критическое сечение, критические параметры; ос - осевой;
пр - приведенные параметры; р - расчетный режим; ср - средний;
т - турбина, сечение за турбиной; цб - центробежный; •
1 I - внутренний контур ТРДЦ;
II - наружный контур ТРДЦ;
* - параметры заторможенного потока;
ВПП - взлетно -посадочная полоса;
ГЛА - гиперзвуковой летательный аппарат;
ГТД - газотурбинный двигатель;
ГТУ - газотурбинная установка;
ДИЦ - двигатель с изменяемым циклом (с изменяемой степенью двухконтурности); ДПС - дозвуковой пассажирский самолет;
ЛА - летательный аппарат;
САПР - система автоматизированного проектирования;
СВВП(КВП) - самолет вертикального взлета и посадки (короткого взлета и посадки); СПВРД - сверхзвуковой прямотточный воздушно-реактивный двигатель;
СПС - сверхзвуковой пассажирский самолет (СПС-1 -первого, СПС-2 - второго поколения);
СУ - силовая установка;
ТВД - турбовинтовой двигатель;
ТРД - турбореактивный двигатель;
ТРДД - двухконтурный турбореактивный двигатель;
ТРДФ- турбореактивный двигатель с форсажной камерой;
ТРДД - двухконтурный турбореактивный двигатель с форсажной камерой;
объеме процедура. Существуют достаточно простые методы оценки облика проточной
« части ГТД традиционных схем, называемые методами согласования узлов
турбокомпрессорной группы: ото метод К.В.Холщевшпшва 1171 п В.Д.Коровкина [2()»31. Оба этих метода основанім на определенных допущениях, в частнос ти, что максимальные растягивающие напряжения лопатка турбины испытывает в своей корневой части, однако для современных высокотемпературных, охлаждаемых турбин ото не соответствует действительности. В результате в практике авнадвигательных ОКБ о'ти методы не папин широкого применения. Тем не менее они используются и исследовательских организациях, лак как позволяют оценить возможность реализации параметров цикла в рамках предлагаемой компоновочной схемы. Оказалось целесообразным и применение их для предварительной оценки облика проточной части на уровне "АППАРАТ" в рамках разрабатываемой методологии. Правда, для формирования облика ДИЦ сложной нетрадиционной схемы необходимо для каждой схемы сперва составить уравнения согласования каждой турбокомпрессорной группы, которые могут отличаться от классических, а затем составить систему уравнений конструктивно-геометрических связей, аналогичную рассмотренным в'разделе 1.4.
7 После осуществления расчетов на уровне "АППАРАТ" можно переходить к
уточнению облика по более точным моделям, осуществляющим поступенчатый расчет узлов с оценкой теплового и прочностного состояния.
2.3. Необходимость анализа динамических характеристик двигателей в системе ЛА
Для многих типов ЛА способность двигателя к быстрому изменению режимов своей работы является важнейшим условием соответствия его своим летно-техническим характеристикам. Прежде всего это касается маневренных самолетов. В работе [71 показано, как важен анализ динамики двигателя в системе маневренного самолета. Однако в этой работе использовались модели САР двигателя, которые включали в сеоя характеристики датчиков, регуляторов и др. элементов системы управления. Модель двигателя также не предполагала широких вариаций его размерности и параметров, характерных для этапа проектирования уровня "АППАРАТ". Вместе с тем многие схемы
Вы всегда можете написать нам и мы предоставим оригиналы страниц диссертации для ознакомления

Рекомендуемые диссертации данного раздела