Главная
страница 1
Карельская государственная педагогическая академия

Факультет технологии и предпринимательства

Кафедра технологии

Курсовой проект

по проектированию

на тему


Определение силы тяги основных марок

воздушно-реактивных

двигателей

Выполнено: студент группы № 631

Даясов Дмитрий Викторович

№ 086004 _______________

Проверено: к.т.н., доцент

________________________

Гаврильева Т.Ф

Петрозаводск, 2011



Аннотация

В курсовом проекте изложен анализ и параметры воздушно-реактивных двигателей АЛ-31Ф и РД-33, расчет их реактивной тяги. Приведен алгоритм расчета реактивной воздушно-реактивных двигателей. Особое внимание обращено на историю воздушно-реактивных двигателей в составе летательного аппарата в полете. В заключительной части проекта рассчитана реактивная тяга и приведен график.

Предназначена для студентов, а также может быть полезна преподавателям и учащимся учебных заведений где проходят основы силовых агрегатов.

Cодержание


Cодержание 3



Техническое задание


Определить силу тяги основных марок воздушно-реактивных двигателей АЛ-31Ф и РД-33.
Техническая характеристика АЛ-31Ф:

Тип: ТРДДФ

Страна: Россия

Использование:

Применение: Су-27 и его модификации

Конструктор: А. М. Люлька, В. М. Чепкин

Производитель: УМПО

Массогабаритные характеристики

Сухая масса: 1530 кг

Длина: 4950 мм

Диаметр: 1180 мм

Рабочие характеристики

Тяга: 7600 кгс

Тяга на форсаже: 12500 кгс

Ресурс: 1000 ч

Температура турбины: 1392 °C

Степень повышения давления: 23

Управление: электромеханическое

Расход воздуха: до 112 кг/сек

Удельный расход топлива: 0,75 кг/кгс·ч

Удельная тяга: более 8 кгс/кг

Техническая характеристика РД-33:

Тяга:

- максимальный: 7800 кгс



Расход воздуха в режиме:

- максимальный (без форсажирования): 104 кг/сек

Ресурс: 4000ч.

Габаритные размеры:

Длина: 4230мм.

максимальный диаметр: 1040мм.

Масса: 1055кг.

Максимальный диаметр: 1040мм.

Масса: 1055кг.

Сравнительный анализ силы тяги двигателей Ал-31Ф и

РД-33

Введение


Вторая половина XX века является эпохой бурного развития ракетной техники. Наша страна имеет ракеты всех классов и назначений. Мы первыми создали, успешно испытали и наладили серийное производство межконтинентальных ракет. В нашей стране, начиная с 1949 года, ракеты используются для исследований верхних слоев атмосферы. Метеорологические ракеты, созданные в СССР, запускались в течение Международного геофизического года в различных районах страны, а также в Арктике и Антарктике.

В наши дни при оценке путей дальнейшего развития ракетостроения полезно рассмотреть научно-технические изыскания пионеров ракетной техники. Они заложили своими трудами надежные основы прогресса этого направления технического развития для науки и промышленности всех стран.

Работы К. Э. Циолковского по ракетодинамике и теории межпланетных сообщений были первыми серьезными изысканиями в мировой научно-технической литературе. В этих исследованиях математические формулы и расчеты не затеняют глубоких и ясных идей, сформулированных оригинально и четко. Более полувека прошло со дня опубликования первых статей Циолковского по теории реактивного движения. Строгий и беспощадный судья — время лишь выявляет и подчеркивает грандиозность замыслов, своеобразие творчества и высокую мудрость проникновения в сущность новых закономерностей явлений природы, которые свойственны этим произведениям Константина Эдуардовича Циолковского. Его труды помогают осуществлять новые дерзания советской науки и техники. Наша Родина может гордиться своим знаменитым ученым, зачинателем новых направлений в науке и промышленности.

Глава I. Теоретическая часть

1. Основные сведения

1.1. Исторические сведения


Еще в первом веке до нашей эры, одним из великих ученых древй Греции, Героном Александрийским был написан трактат «Пневматика». В нем описывались машины использовавшие энергию тепла.

Устройство под названием Эолипил - шар «Эола».

Данное устройство представляло собой бронзовый котел, установленный на опоры. От крышки котла вверх поднимались две трубки, на которых крепилась сфера. Трубки соединялись со сферой таким образом, что она могла свободно вращаться в месте соединения. При этом по этим трубка в сферу мог поступать пар из котла. Из сферы выходили две трубки изогнутые так, что пар, выходивший из них, вращал сферу.

Принцип работы устройства был прост. Под котлом разводили огонь, и когда вода начинала кипеть, пар через трубки поступал в сферу, откуда под давлением вырывался наружу, раскручивая сферу.

Принято считать, что Эолипил в древней Греции использовался только с целью развлечения. Фактически, Эолипил являлся первой известной нам паровой турбиной.

Далее стоит отметить изобретение «ракет» китайцами в XIII веке. Сперва они использовались для фейерверков, но затем стали применяться и в боевых целях.

После этого история развития реактивных двигателей остановилась на несколько сотен лет.

В 1500 году в чертежах Леонардо да Винчи встречается «дымовой зонт». Горячий воздух от огня поднимается через ряд лопастей, которые соединены между собой и вращают вертел для жарки.

Несмотря на несколько попыток создания реактивного двигателя в XIX веке, по-настоящему это удалось лишь в XX веке.

В 1903 К. Э. Циолковский в работе «Исследование мировых пространств реактивными приборами» впервые в мире выдвинул основные положения теории жидкостных ракетных двигателей и предложил основные элементы устройства РД на жидком топливе. Первые советские жидкостные ракетные двигатели - ОРМ, ОРМ-1, ОРМ-2.

В 1908 году Рене Лорин запатентовал воздушно-реактивный двигатель (ВРД). Лорин опубликовал свои разработки в 1913 году, но не смог завершить начатое, так и не построив своё изобретение из-за невозможности достижения скорости, необходимой для надлежащего функционирования.

Глушко и под его руководством созданы в 1930-31 в Газодинамической лаборатории (ГДЛ). В 1926 Р. Годдард произвёл запуск ракеты на жидком топливе. Впервые электротермический РД был создан и испытан Глушко в ГДЛ в 1929-33.

В 1939 в СССР состоялись испытания ракет с прямоточными воздушно-реактивными двигателями конструкции И. А. Меркулова. Первая схема турбореактивного двигателя? была предложена русским инженером Н. Герасимовым в 1909.

В 1939 на Кировском заводе в Ленинграде началась постройка турбореактивных двигателей конструкции А. М. Люльки. Испытаниям созданного двигателя помешала Великая Отечественная война 1941-45. В 1941 впервые был установлен на самолёт и испытан турбореактивный двигатель конструкции Ф. Уиттла (Великобритания). Большое значение для создания Р. д. имели теоретические работы русских учёных С. С. Неждановского, И. В. Мещерского, Н. Е. Жуковского, труды французского учёного Р. Эно-Пельтри, немецкого учёного Г. Оберта. Важным вкладом в создание ВРД была работа советского учёного Б. С. Стечкина «Теория воздушно-реактивного двигателя», опубликованная в 1929.

Первый турбиновинтовой самолет Jendrassik CS-1 был изобретен Венгерским инженер-механиком Джорджем Яндрессиком (György Jendrassik). Он был изготовлен и испытан на заводе Ганц в Будапеште в период с 1938 по 1942 год.

Во второй половине XX века началась активная разработка реактивных двигателей. В 1947 году американским пилотом Чарльзом Йегером на экспериментальном самолете Bell X-1 был преодолен звуковой барьер.

По другую сторону железного занавеса работа так же шла полным ходом. Результаты её были грандиозными – 4 октября 1957 года под руководством главного конструктора Королева С.П. был запущен первый искусственный спутник Земли, а через 4 года человек впервые оказался в космосе. В настоящее время реактивные двигатели широко используются в космической промышленности и в авиации, как в военной, так и в пассажирской.

1.2.Принцип работы воздушно-реактивного двигателя


Реактивный двигатель – двигатель, создающий необходимую для движения силу тяги путём преобразования исходной энергии в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела; в результате истечения рабочего тела из сопла двигателя образуется реактивная сила в виде реакции (отдачи) струи, перемещающая в пространстве двигатель и конструктивно связанный с ним аппарат в сторону, противоположную истечению струи.

В кинетическую (скоростную) энергию реактивной струи в реактивный двигатель могут преобразовываться различные виды энергии (химическая, ядерная, электрическая, солнечная). Реактивный двигатель (двигатель прямой реакции) сочетает в себе собственно двигатель с движителем, т. е. обеспечивает собственное движение без участия промежуточных механизмов.

Для создания реактивной тяги, используемой реактивного двигателя, необходимы: источник исходной (первичной) энергии, которая превращается в кинетическую энергию реактивной струи; рабочее тело, которое в виде реактивной струи выбрасывается из реактивного двигателя; сам реактивный двигатель - преобразователь энергии. Исходная энергия запасается на борту летательного или другого аппарата, оснащенного реактивным двигателем (химическое горючее, ядерное топливо), или (в принципе) может поступать извне (энергия Солнца). Для получения рабочего тела в реактивном двигателе может использоваться вещество, отбираемое из окружающей среды (например, воздух или вода); вещество, находящееся в баках аппарата или непосредственно в камере реактивного двигателя; смесь веществ, поступающих из окружающей среды и запасаемых на борту аппарата. В современных реактивных двигателях в качестве первичной чаще всего используется химическая энергия. В этом случае рабочее тело представляет собой раскалённые газы – продукты сгорания химического топлива. При работе реактивного двигателя химическая энергия сгорающих веществ преобразуется в тепловую энергию продуктов сгорания, а тепловая энергия горячих газов превращается в механическую энергию поступательного движения реактивной струи и, следовательно, аппарата, на котором установлен двигатель. Конечная часть камеры, служащая для ускорения рабочего тела и получения реактивной струи, называется реактивным соплом. Принципиальную схему работы реактивного двигателя указанна рисунке 1.

Рис.1. Принципиальная схема реактивного двигателя

В зависимости от того, используется или нет при работе реактивного двигателя окружающая среда, их подразделяют на два основных класса – воздушно-реактивные двигатели (ВРД) и ракетные двигатели (РД). Все ВРД – тепловые двигатели, рабочее тело которых образуется при реакции окисления горючего вещества кислородом воздуха. Поступающий из атмосферы воздух составляет основную массу рабочего тела ВРД. То есть, аппарат с ВРД несёт на борту источник энергии (горючее), а большую часть рабочего тела черпает из окружающей среды. В отличие от ВРД все компоненты рабочего тела РД находятся на борту аппарата, оснащенного РД. Отсутствие движителя, взаимодействующего с окружающей средой, и наличие всех компонентов рабочего тела на борту аппарата делают РД единственно пригодным для работы в космосе. Существуют также комбинированные ракетные двигатели, представляющие собой как бы сочетание обоих основных типов.

Основные характеристики реактивного двигателя: реактивная тяга, удельный импульс – отношение тяги двигателя к массе ракетного топлива (рабочего тела), расходуемого в 1 сек, или идентичная характеристика – удельный расход топлива (количество топлива, расходуемого за 1 сек на 1 н развиваемой реактивного двигателя тяги), удельная масса двигателя (масса реактивного двигателя в рабочем состоянии, приходящаяся на единицу развиваемой им тяги).

Для многих типов реактивных двигателей важными характеристиками являются габариты и ресурс.

Тяга – сила, с которой реактивный двигатель воздействует на аппарат, оснащенный этим реактивный двигателем, - определяется по формуле

P = Gr* Cc – Gb * √n + Fc * (pc – pн),

где P – Реактивная тяга двигателя [Н]; Gr – расход газа [кг/с]; Сc – скорость истечения газа из реактивного сопла [м/с];G b – расход воздуха [кг/с]; √ n – скорость полета [м/с]; Fc – площадь сечения на выходе сопла [м2]; рс – статистическое давление на выходе из сопла [Па]; рн – давление окружающей среды [Па].

Как видно из формулы, тяга реактивного двигателя зависит от давления окружающей среды. Она больше всего в пустоте и меньше всего в наиболее плотных слоях атмосферы, т.е. изменяется в зависимости от высоты полёта аппарата, оснащенного реактивным двигателем, над уровнем моря, если речь идёт о полёте в атмосфере Земли. Удельный импульс реактивного двигателя прямо пропорционален скорости истечения рабочего тела из сопла. Скорость же истечения увеличивается с ростом температуры истекающего рабочего тела и уменьшением молекулярной массы топлива (чем меньше молекулярная масса топлива, тем больше объём газов, образующихся при его сгорании, и, следовательно, скорость их истечения).

Тяга существующих реактивных двигателей колеблется в очень широких пределах – от долей гс у электрических до сотен тс у жидкостных и твёрдотопливных ракетных двигателей. Реактивные двигатели малой тяги применяются главным образом в системах стабилизации и управления летательных аппаратов. В космосе, где силы тяготения ощущаются слабо и практически нет среды, сопротивление которой приходилось бы преодолевать, они могут использоваться и для разгона. Реактивные двигатели с максимальной тягой необходимы для запуска ракет на большие дальность и высоту и особенно для вывода летательных аппаратов в космос, т. е. для разгона их до первой космической скорости. Такие двигатели потребляют очень большое количество топлива; они работают обычно очень короткое время, разгоняя ракеты до заданной скорости. Максимальная тяга ВРД достигает 28 тс (1974). Эти реактивные двигатели, использующие в качестве основного компонента рабочего тела окружающий воздух, значительно экономичнее. ВРД могут работать непрерывно в течение многих часов, что делает их удобными для использования в авиации.


1.3. Основные характеристики


Удельный импульс — характеристика реактивного двигателя, равная отношению создаваемого им импульса (количества движения) к расходу (обычно массовому, но может соотноситься и, например, с объемом) топлива.

Размерность величины совпадает с размерностью скорости, в системе единиц СИ это метр в секунду. Формула приближенного расчета удельного импульса (скорости истечения) для реактивных двигателей на химическом топливе выглядит, как:

Iy = sqrt(16641 (Tk [1- {pa/pk}y]/uy)),

где Tk – температура газа в камере сгорания (разложения); pk и pa – давление газа соответственно в камере сгорания и на выходе из сопла; y – молекулярный вес газа в камере сгорания; u- коэффициент, характеризующий теплофизические свойства газа в камере (обычно u = 15).

Часто возникает путаница между понятиями "удельный импульс", "удельная тяга" и "скорость истечения". Удельная тяга – характеристика реактивного двигателя, показывающая отношение создаваемой им тяги к массовому расходу топлива. Измеряется в секундах и означает, в данной размерности, сколько секунд данный двигатель сможет создавать тягу в 1 кгс истратив при этом 1 кг топлива. Преобразуется в импульс удельный путем умножение на величину g. Применяется обычно во внутренней баллистике, в то время как удельный импульс - во внешней баллистике. Скорость истечения численно равна теоретическому удельному импульсу.

Удельный импульс является важным параметром двигателя, характеризующим его эффективность. Он показывает, сколько топлива надо потратить, чтобы летательный аппарат получил заданный импульс. Эта величина не связана напрямую с энергетической эффективностью топлива и тягой двигателя, например, ионные двигатели имеют очень небольшую тягу, но благодаря высокому удельному импульсу находят применение в качестве маневровых двигателей в космической технике.

Для воздушно-реактивных двигателей величина удельного импульса на порядок выше, чем у химических ракетных двигателей, за счёт того, что окислитель и рабочее тело поступают из окружающей среды и их расход не учитывается в формуле расчёта импульса, в которой фигурирует только массовый расход горючего. Однако, использование окружающей среды при больших скоростях движения вызывает вырождение ВРД - их удельный импульс падает с ростом скорости. Приведённое в таблице значение соответствует дозвуковым скоростям.

Характерный удельный импульс для разных типов двигателей приведен в таблице 1.



Таблица 1

Удельный импульс




Двигатель

Удельный импульс

м/с

с

Газотурбинный реактивный двигатель

30000

3000

Твердотопливный ракетный двигатель

2000

200

Жидкостный ракетный двигатель

4500

450

Ионный двигатель

30000

3000

Плазменный двигатель

2900000

30000

Коэффициент полезного действия (КПД), характеристика эффективности системы (устройства, машины) в отношении преобразования или передачи энергии; определяется отношением полезно использованной энергии к суммарному количеству энергии, полученному системой; обозначается обычно

h = Wпол / Wcyм

В электрических двигателях КПД — отношение совершаемой (полезной) механической работы к электрической энергии, получаемой от источника; в тепловых двигателях — отношение полезной механической работы к затрачиваемому количеству теплоты; в электрических трансформаторах — отношение электромагнитной энергии, получаемой во вторичной обмотке, к энергии, потребляемой первичной обмоткой. Для вычисления кпд разные виды энергии и механическая работа выражаются в одинаковых единицах на основе механического эквивалента теплоты, и др. аналогичных соотношений. В силу своей общности понятие кпд позволяет сравнивать и оценивать с единой точки зрения такие различные системы, как атомные реакторы, электрические генераторы и двигатели, теплоэнергетические установки, полупроводниковые приборы, биологические объекты и так далее.

Из-за неизбежных потерь энергии на трение, на нагревание окружающих тел и т. п. КПД всегда меньше единицы. Соответственно этому КПД выражается в долях затрачиваемой энергии, т. е. в виде правильной дроби или в процентах, и является безразмерной величиной. КПД тепловых электростанций достигает 35—40%, двигателей внутреннего сгорания — 40—50%, динамо-машин и генераторов большой мощности—95%, трансформаторов—98%. Кпд процесса фотосинтеза составляет обычно 6—8%, у хлореллы он достигает 20—25%. У тепловых двигателей в силу второго начала термодинамики кпд имеет верхний предел, определяемый особенностями термодинамического цикла (кругового процесса), который совершает рабочее вещество. Наибольшим кпд обладает Карно цикл.

Различают КПД отдельного элемента машины или устройства и КПД, характеризующий всю цепь преобразований энергии в системе. КПД первого типа в соответствии с характером преобразования энергии может быть механическим, термическим и т. д. Ко второму типу относятся общий, экономический, технический и др. виды КПД. Общий КПД системы равен произведению частных КПД, или КПД ступеней.

В технической литературе КПД иногда определяют т. о., что он может оказаться больше единицы. Подобная ситуация возникает, если определять КПД отношением:

Wпол / Wзатр,

где Wпол — используемая энергия, получаемая на выходе системы, Wзатр — не вся энергия, поступающая в систему, а лишь та её часть, для получения которой производятся реальные затраты. Например, при работе полупроводниковых термоэлектрических обогревателей (тепловых насосов) затрата электроэнергии меньше количества теплоты, выделяемой термоэлементом. Избыток энергии черпается из окружающей среды. При этом, хотя истинный КПД установки меньше единицы, рассмотренный КПД может оказаться больше единицы.

h = Wпол / Wзатр


1.4. Область применения


Реактивные двигатели имеют различное назначение и область их применения постоянно расширяется. Наиболее широко реактивные двигатели используются на летательных аппаратах различных типов.

Турбореактивными двигателями и двухконтурными турбореактивными двигателями оснащено большинство военных и гражданских самолётов во всём мире, их применяют на вертолётах. Эти реактивные двигатели пригодны для полётов как с дозвуковыми, так и со сверхзвуковыми скоростями; их устанавливают также на самолётах-снарядах, сверхзвуковые турбореактивные двигатели могут использоваться на первых ступенях воздушно-космических самолётов. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели устанавливают на зенитных управляемых ракетах, крылатых ракетах, сверхзвуковых истребителях-перехватчиках. Дозвуковые прямоточные двигатели применяются на вертолётах (устанавливаются на концах лопастей несущего винта). Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели имеют небольшую тягу и предназначаются лишь для летательных аппаратов с дозвуковой скоростью. Во время 2-й мировой войны 1939-45 этими двигателями были оснащены самолёты-снаряды ФАУ-1.

Жидкостные ракетные двигатели применяются на ракетах-носителях космических летательных аппаратов и космических аппаратах в качестве маршевых, тормозных и управляющих двигателей, а также на управляемых баллистических ракетах. Твёрдотопливные ракетные двигатели используют в баллистических, зенитных, противотанковых и др. ракетах военного назначения, а также на ракетах-носителях и космических летательных аппаратах. Небольшие твёрдотопливные двигатели применяются в качестве ускорителей при взлёте самолётов. Электрические ракетные двигатели и ядерные ракетные двигатели могут использоваться на космических летательных аппаратах.

Тепловые двигатели (в том числе и реактивный) – необходимый атрибут современной цивилизации. С их помощью вырабатывается ≈ 80% электроэнергии. Без тепловых двигателей невозможно представить современный транспорт. В тоже время повсеместное использование тепловых двигателей связано с отрицательным воздействием на окружающую среду.

Сжигание топлива сопровождается выделением в атмосферу углекислого газа, способного поглощать тепловое инфракрасное (ИК) излучение поверхности Земли. Рост концентрации углекислого газа в атмосфере, увеличивая поглощение ИК – излучения, приводит к повышению её температуры (парниковый эффект). Ежегодно температура атмосферы Земли повышается на 0,05С. Этот эффект может создать угрозу таяния ледников и катастрофического повышения уровня Мирового океана.

Продукты сгорания топлива существенно загрязняют окружающую среду.

Углеводороды, вступая в реакцию с озоном, находящимся в атмосфере, образуют химические соединения, неблагоприятно воздействующие на жизнедеятельность растений, животных и человека.

Потребление кислорода при горении топлива уменьшает его содержание в атмосфере.

Для охраны окружающей среды широко использует очистные сооружения, препятствующие выбросу в атмосферу вредных веществ, резко ограничивают использование соединений тяжелых металлов, добавляемых в топливо, разрабатывают

Двигатели, использующие водород в качестве горючего ( выхлопные газы состоят из безвредных паров воды), создают электромобили и автомобили, использующие солнечную энергию.


Глава II. Расчетная часть

2. Расчет двигателей

2.1. Двигатель АЛ-31Ф


Серия авиационных высокотемпературных турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажными камерами, разработанная под руководством А. М. Люльки в НПО «Сатурн». Проектирование двигателя началось в первой половине 1970-х годов, государственные испытания успешно завершились в 1985 году. С 1981 года двигатели АЛ-31 производятся на УМПО (г. Уфа) и «ММПП Салют» (г. Москва). После смерти А. М. Люльки в 1984 году работы по двигателю и его модификациям возглавил генеральный конструктор В. М. Чепкин. В настоящее время ОКБ им. Люльки является частью НПО «Сатурн».
frame1

Рис.2 Воздушно-реактивный двигатель АЛ-31Ф.


Ориентировочная стоимость одного двигателя АЛ-31Ф (по состоянию на 2008 год) составляет 96,4 млн. рублей.

АЛ-31 — двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель со смешением потоков внутреннего и наружного контуров за турбиной, общей для обоих контуров форсажной камерой и регулируемым сверхзвуковым всережимным реактивным соплом. Компрессор низкого давления осевой 4-ступенчатый с регулируемым входным направляющим аппаратом (ВНА), компрессор высокого давления осевой 9-ступенчатый с регулируемым ВНА и направляющими аппаратами первых 2-х ступеней. Турбины высокого и низкого давления — осевые одноступенчатые; лопатки турбин и сопловых аппаратов охлаждаемые. Основная камера сгорания кольцевая. В конструкции двигателя широко применяются титановые сплавы (до 35 % массы) и жаропрочные стали.

Базовый вариант двигателя, используется на истребителях Су-27 и его модификациях. Техические характеристики двигателя приведен в таблице 2.

Таблица 2

Технические характеристики двигателя АЛ-31Ф



Тяга на форсаже:

12500 кгс

Макс. бесфорсажная тяга

7670 кгс

Мин. удельный расход топлива

0,67 кг/кгс·час

Степень повышения давления в компрессоре

23

Степень двухконтурности

0,57

Макс. расход воздуха

112 кг/с

Макс. температура перед турбиной

1665 К

Длина

4950 мм

Диаметр

1180 мм

Сухая масса

1530 кг

Расчет:

Определить силу тяги воздушно-реактивных двигателей «АЛ-31Ф» и «РД-33»

Основная формула вычисления реактивной тяги двигателей :

P = Gr * Cс – Gb * √n + Fc * (pc – pн) (1)

Где Р ― Реактивная тяга двигателя [Н]; Gr – расход газа [кг/с]; Сс ― скорость истечения газа из реактивного сопла [м/с];

Gb – расход воздуха [кг/с]; √n ― скорость полета [м/с]; Fc – площадь сечения на выходе сопла [м2]; рс- статистическое давление на выходе из сопла [Па]; рн ― давление окружающей среды [Па].

Для воздушно-реактивного двигателя марки «АЛ-31Ф» известно что:

Расход газа Gr = 0,59кг/с.

Скорость истечения газа из реактивного сопла Cc = 133635 м/с.

Расход воздуха Gb = 112 кг/с.

Скорость полета √n= 388,9 м/с.

Статистическое давление на выходе из сопла рс = 120.000 Па.

Давление окружающей среды рн = 101.325 Па.

Радиус сопла двигателя R = 0,59 м.

Из всей формулы не известна только площадь сечения на выходе сопла. Она находится по формуле Fc = 2 * р * R2 . Найдем площадь:

Fc = 2* 3,14 * 0,59 2 = 2 * 3,14 * 0,34 = 2,18 м2.

Тогда реактивная тяга воздушно-реактивного двигателя марки «АЛ-31Ф» находится по формуле:

P = 0,59 * 133635 - 112 * 388,9 + 2,18 (120000 - 101325)

Р = 78845,65 - 43556,8 + 2,18 * 18675

Р = 78845,65 - 43556,8 + 40711,5

Р = 75999,35 Н.

Тогда получается, что реактивная тяга двигателя «АЛ-31Ф» равна 75999,35 Н.


2.2. Двигатель РД-33


Устанавливается на всех модификациях всемирно известного, проверенного в боевых условиях истребителя МиГ-29 (в настоящее время эксплуатируется в 27 странах).

Двигатель имеет высокое отношение тяги к массе, низкий удельный расход топлива, высокую газодинамическую устойчивость во всем диапазоне режимов работы, высот и скоростей полета, в том числе при применении ракетного и пушечного вооружения.

В результате совершенствования конструкции в ходе длительной эксплуатации нескольких тысяч двигателей надежность последних модификаций соответствует мировым стандартам.

В настоящее время выпускаются двигатели РД-33 двух модификаций: серии 2 и серии 3. Воздушно-реактивный двигатель РД-33 изображен на рисунке 3.


frame2

Рис.3. Воздушно-реактивный двигатель РД-33

На базе РД-33 разработаны модификации с нижним расположением коробки двигательных агрегатов для легких истребителей, а также вариант двигателя с повышенной тягой для палубного истребителя МиГ-29К. Последние модификации двигателя оснащаются цифровой системой автоматического управления режимами работы двигателей типа FADEC.

Московское машиностроительное предприятие им. В.В. Чернышева обеспечивает полное послепродажное сервисное обслуживание, поставку запасных частей и капитальный ремонт двигателей в интересах удовлетворения всех потребностей эксплуатантов. Для обеспечения высокоточной диагностики при эксплуатации двигателей по техническому состоянию применяется специальная информационно-диагностическая система наземного контроля. На все капитально отремонтированные предприятием двигатели дается такая же гарантия, как и на новые изделия.

Разработчиком семейства двигателей РД-33 является ФГУП "Завод им. В.Я. Климова", а головным предприятием по производству, сопровождению в эксплуатации и капитальному ремонту - ОАО "ММП им. В.В. Чернышева". Оба предприятия тесно взаимодействуют в интересах всестороннего обеспечения всего жизненного цикла двигателей

Ведутся работы по увеличению тяги двигателя до 12000 кгс. На новые модификации планируется установка сопла с управляемым вектором тяги, что существенно улучшит характеристики маневра и боевой эффективности самолета.

Расчет:

Реактивная тяга воздушно-реактивного двигателя «РД-33» находится по той же формуле:



P = Gr * Cс – Gb * √n + Fc * (pc – pн) ,

Нам известно что:

Gr = 0,88 кг/с;

Cc = 128418 м/с;

Gb = 0,77 кг/с;

√n = 416,6 м/с;

Fc = 2 * π * R2 = 2 * 3.14 * (0.52)2 = 0.84 м2;

pc = 120000 Па;

pн = 101325 Па;

Подставляем в формулу (1):

Р = 0,88 * 128418 – 0,77 * 416,6 + 0,84 (120000 - 101325)

Р = 0,88 * 128418 – 0,77 * 416,6 + 0,84 * 18675

Р = 113007,84 – 320,782 + 15687

Р = 97000 Н.

Из этого вычисления получается, что реактивная тяга двигателя «РД-33» равна 97000 Н.

2.3. Сравнительный анализ


В отличии от двигателя марки АЛ-31Ф двигатель РД-33 имеет большую тягу. Этот показатель указывает на то, что он намного мощнее и поэтому он используется в самолетах большего веса, таких как Миг-29. Двигатель марки АЛ-31Ф используются в истребителях Су-27. Этот самолет немного меньшей массы, чем Миг-29. Поэтому на него более выгодно было поставить двигатель АЛ-31Ф с реактивной тягой равной 76.000 Ньютонов.




Заключение


Ускорение научно-технического прогресса на транспорте в современных условиях – задача многоплановая, сложная и капиталоемкая, но она должна быть решена, так как не существует другого пути для выхода транспорта на уровень, отвечающий всем перспективным требованиям общества.

Современная жизнь характеризуется бурным развитием науки и техники во всех сферах человеческой деятельности. Этот процесс предопределяет более быструю смену характера техники и технологии во всех отраслях народного хозяйства, включая и сам транспорт.

В наше время научно-технический прогресс развивается лавинообразно: в прошлом от возникновения идеи до ее реализации проходили столетия и десятилетия, теперь – нередко считанные годы.

В результате происходит быстрое моральное старение техники, возникает необходимость все в новых и новых открытиях. Новые виды транспорта призваны облегчить жизнь человека, сделав ее еще более комфортной, но при этом от них требует соблюдение всех экологических норм, которые с каждым днем становятся все жестче.



Воздушный транспорт является наиболее капиталоемким из всех видов транспорта, кроме того, новые проекты его требуют очень серьезных испытаний. В связи с этим для развития воздушного транспорта необходима всесторонняя поддержка государства. В то же время воздушный транспорт таит в себе множество возможностей: экономических, военных и других. Все это осознано и реализуется в большинстве стран мира. Поэтому воздушный транспорт развивается очень быстрыми темпами и появление все новых и новых моделей самолетов, принципиально новых конструкций и усовершенствований различных систем не заставляет себя ждать.

Список литературы


  1. Акимов, В. М. “Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей”/ В. М. Акимов. – Учебник для вузов – 2-е изд. – М.: Машиностроение, 1987. – 126 с.




  1. Алемасов, В. Е. “Теория ракетных двигателей”/ В. Е. Алемасов. – Под ред. Академика В. П. Глушко – М.: машиностроение 1980. – 327 с.




  1. Бондарюк, М. М. “Прямоточные воздушно-реактивные двигатели”/ М. М. Бондарюк. – Государственное издательство оборонной промышленности – М.: 1958. – 156 с.




  1. Парамонов, В. П. “Наши двигатели для "Миражей” / В. П. Парамонов. - М.:2000. – 244 с.




  1. Третьяков, О. В. “Эксплуатация РД-33 по техническому состоянию” /О. В. Третьяков. – М.:1999. – 357 с.




  1. Уманский, С. Д. "Ракеты-носители. Космодромы"/ С.Д. Уманский. – М.:2001. – 230 с.




  1. Фомин, А.С. “Су-27”/ А.С.Фомин. – М.: "Гончар", "Полигон", 1993. – 57 с.




  1. Язов, Г.Д. “Первенец авиационного двигателестроения”/ Г.Д. Язов. – М.:1996. – 183 с.


Смотрите также:
Курсовой проект по проектированию на тему Определение силы тяги основных марок воздушно-реактивных двигателей
214.69kb.
1 стр.
Об управлении движением многоцелевого лабораторного модуля с помощью реактивных двигателей на автономном участке полета
110.03kb.
1 стр.
Курсовой проект по технологии машиностроения Проектирование технологической оснастки Работу студент гр
99.63kb.
1 стр.
Курсовой проект по дисциплине: «Автоматизированные информационно-управляющие системы» на тему 1: «Управление коммутируемой сетью передачи информации (спи)»
798.94kb.
6 стр.
Методическая разработка по выполнению курсового проекта по дисциплине
713.31kb.
4 стр.
Курсовой проект по дисциплине «Проектирование информационных систем» на тему «Проектирование ис учета заказов для ООО «Тинт-Принт»
429.47kb.
3 стр.
Школьный праздник, посвященный правилам
253.06kb.
1 стр.
Виброгашение: расчет амортизаторов
30.99kb.
1 стр.
Как продлить срок службы цепной тяги?
26.97kb.
1 стр.
Устройства для проведения воздушно-углекислых и воздушно-радоновых лечебных процедур "реабокс"
73.53kb.
1 стр.
Какие воздушно-десантные войска нужны России?
642.1kb.
4 стр.
Определение влажности мякиша проводят по гост 21094 путем высушивания в сушильном шкафу сэш-1 (или других марок) при определенных условиях и выражают в процентах
174.2kb.
1 стр.