Реферат: Общие принципы ТЭА и выбора двигателя самолета - текст реферата. Скачать бесплатно.
Банк рефератов, курсовых и дипломных работ. Много и бесплатно. # | Правила оформления работ | Добавить в избранное
 
 
   
Меню Меню Меню Меню Меню
   
Napishem.com Napishem.com Napishem.com

Реферат

Общие принципы ТЭА и выбора двигателя самолета

Банк рефератов / Астрономия, авиация, космонавтика

Рубрики  Рубрики реферат банка

закрыть
Категория: Реферат
Язык реферата: Русский
Дата добавления:   
 
Скачать
Архив Zip, 20 kb, скачать бесплатно
Заказать
Узнать стоимость написания уникального реферата

Узнайте стоимость написания уникальной работы

13 ОБЩИЕ ПР ИНЦИПЫ ТЕХНИКО-ЭКОНОМИЧЕСКОГО АНАЛИЗА И ВЫБОРА ДВИГАТЕЛЯ САМОЛЕТА Конечной целью ТЭА проекта самолета является выбор предпочтительной альтернативы из множества в ариантов с различными тактико-техническими характ еристиками (ТТХ ). Некоторый вектор ТТХ при прочих равных условиях обеспечивает вполне оп ределенную величину эффективности самолета. Эффективность самолета характеризует его способность к р ешению целевой задачи на заданной номенклатур е и ТТХ объектов - целей в определенных условиях оперативного применения. Множество синтезированных вариантов проекта са молета можно разделить на два подмножества : 1. варианты , уступающие вариантам второго подмножества по всем значащим ( с точки зр ения влияния на эффективность ) ТТХ. 2. варианты , требующие привлечения к анал изу стоимостных показателей по следующим прич инам. Среди проектных вариантов второго подмн ожества нет ни одного . превосходящего остальн ые по всем значениям ТТХ . Такие подмножест ва обычно называют паретовскими вариантами пе рвого порядка (Парето 1).Сущность постановки зад ачи выбора предпочтительной альтерн а т ивы проекта самолета по Парето 1 зависит о т уровня эффективности , обеспечиваемой ТТХ па ретовских вариантов. В первой постановке . при равенстве у ровней эффективности вариантов , задача выбора проекта сводиться к отысканию оптимальных со четаний ТТХ , развити е которых противоречи во : улучшение одних ТТХ ведет к уступкам в уровне других ТТХ . Поскольку эффективно сть самолета в целом остается неизменной , в анализ вводятся стоимостные показатели вари антов проекта , дифференцирующие проект по сто имости , что обуславл и вает объективнос ть выбора проекта. Вторая постановка задачи в озникает , когда ТТХ альтернитив проекта обесп ечивают разный уровень эффективности и стоимо сти , т.ч . в координатах “эффективность-стоимость” образуется поле альтернитив (рис . 1) э ф ф е к т и рис . 1 в н о с т ь стоимость В этом случае задача ТЭА решается на двух этапах : 1. отсеиваются заведомо неоптимальные вариан ты 2. из вариантов , принадлежащих кривой “эф фективность-стоимость” , выбираются предпочти тельна я альтернатива. Первая часть задачи может быть решен а графически , путем построения кривой “эффект ивность-стоимость” (рис . 1) Множества (варианты , принадлежащие кривой “эффективность-стоимость” ) называются оптимальными по Парето второго порядка (П арето II). Ка ждый вариант Парето II является наилучшим для данного , свойственного ему уровня эффективности как обладающий наименьшей стоимостью . Поэтом у варианты Парето II могут быть названы суб оптимальными . Выбор проекта на такого рода множествах может б ы ть решен на уровне самолета как системы , включающей г руппу (парк ) самолетов данного образа и по дсистему базирования. С позиции этой системы оптимальным м ожет быть вариант проекта , доставляющий экстр емум целевой функции развития системы при данных огранич ениях . В условиях ресурсн ых ограничений оптимальным справедливо считать проект , обеспечивающий максимум эффективности системы е s max (1) Задача поиска экстремума по е s решается наложением ограничений на стои мость созданной системы С s С s , акк умулирующий затраты всех видов ресурсов в стоимостном выражении. Критерий (1) указывает на глобальный экс тремум по ТТХ и конструктивным параметрам самолета в целом и его отдельный подси ст ем , т.к . этот оптимум обеспечивает ма ксимальное использование научно-технических возможнос тей , реализуемых в проектах перспективных сам олетов. Эквивалентом критерия (1) при C s C s является критериальная функция Е = max ( U| C св ) ( 2 ) U - эффективность самолета в одном выле те C св - стоимость самолето-вылет а ТТХ самолета оказывают влияние одноврем енно на U и С св . ТТХ влияют на С св главным образом через стоимо сть самолета . Технико-техническае характеристики с амо лета связаны с функциональными характе ристиками двигателя . Выбор типа двигателя для самолетов оперативно-технического назначения опр еделяется их высотно-скоростными характеричтиками . Основными функциональными характеристиками , опреде ляющими применение на с верхзвуковых самолетах форсажных двигателей , являются абсолю тная и удельная (по расходу воздуха ) тяга . от коротых зависят максимальная скорость и высота полета . Вместе с тем принимают ся во внимание относительная стабильность тяг и с увеличением скорости и в ысо ты полета. Перечисленные характеристики зависят от обобщенных конструкторских параметр ов : тяговооруженно сти r 0 , нагрузки на крыло P 0 и относительной массы нагрузки m н авиационного комплекса , которые во мног ом определяются ФХ двигателя : абсолютной Р 0 и удельной Р в тя ги , весовой отдачей (Р m = Р 0 / m g ), удельным расходом топлива на форсажном C ф и безфорсажном С реж имах . Развитие обощено-конструктивных параметров (О КП ) самолета происходит при увеличении Р 0 , Р в , Р m и снижении С ф , С . Рост тяги двигателя обеспечивается увелич ением расходов воздуха , проходящего через дви гателя в единицу времени (с ), сте пени сжатия компрессора П r * и температура газа перед турбиной Т * r . Одновреме нно эти параметры определяют (при прочих р авных условиях ) уровень удельных функциональных характеристик двигателя : с ростом П * r и Т * r увеличивается удельная тяга Р в и весовая отда ча Р m , снижается расход топлива С на бесфорсажном режиме . Расход воздуха от которого при П * r , Т * r зависит тяга двигателя , определяется площадью кольцевого канала F rr , образу ющего газовоздушный тракт двигателя. Увеличение F rr происходи т либо путем уменьшения диаметра наружного кольца d вх , либо путем уменьшения диаметра втулки . Последнее имеет предел , определяемый допустимой длиной лопат ок компрессора , огр аниченной пределом про чности материала . при прочих равных условиях рост G в достигается увеличением радиальных размеров компрессора , что приводит к рост у массы двигателя . но стремление повысить аэродинамическое весовое совершенство двигателя расставляет огр аничивает рост d вх . что достигается увеличением удельного расхода воздуха q в = G в / F лоб F лоб - площадь лобового сечения Увеличение степени сжатия компрессора П * r . напористей ступеней и удельного расхода воздуха приводит к во зрастанию нагрузки от аэродина мических си л на лопатки компрессора и детали корпуса и ротора . Увеличение окружной скорости и длины лопаток приводит к увеличению нагр узок от центробежных сил на вращающиеся д етали ротора. Большая мощность турбин современных дви гателей при малых габаритах и массе достигается увеличением теплопередача . преобразуемого в одной ступени в механическую работу на валу ротора турбины , что требует пов ышения окружной скорости на лопаточном венце . Одновременно увеличивается осевая скорость газа в проточной части на в ыход е из турбины и температура газа перед турбиной . Таким образом , повышение мощности на единицу массы турбины вызывает увеличение действующих механических и температурных наг рузок. Рост напряженности рабочих процессов тр ебует применения конструктивных ма териалов с высокими механическими свойствами : титановых сплавов , высоколегированных жаропрочных сталей и сплавов ., что приводит к росту материа лоемкости , трудоемкости , увеличению стоимости обор удования . оснастки , других показателей , определяющи х уровень с е бестоимости двигателя . Следовательно ФХ двигателя через материалы , конструкцию и технологию влияют на стоимос ть двигателя. Основными ФХ двигателя Р 0 и удельна я тяга Р в , весовая отдача Р m и расход топлива С , С еф . В процессе проектирования двигателя при заданном значении Р 0 стремиться максимизировать Р в . Р m и минимизировать С е и С еф Тогда интеграл ьная обобщенная характеристика эффективности сам олета W g будет W g = P в Р m | C е С еф (3) Очевидно , max W g при водит к развитию ОКП и росту ТТХ самолета , однако вместе с т ем возрастает и удельная стоимость двигателя С ро , а следовательно и стоимость самолета . Поэтому требуется полный анализ “стоимость-эффективность” самолета . Этот анализ позволит сократить размерно сть за дачи , оставив для дальнейшего рассмотрения ли шь варианты принадлежащие кривой W g -C ро Получение промежуточных локальны х оптимумов (субоптимальных вариантов двигателя ) сокращает затраты машинного времени на син тез-анализ вариантов самолетов и делает более наглядной перевод кривой W g -C св в кривую U-C св ЭФФЕКТИВНО СТЬ САМОЛЕТА, ЕЕ СТРУКТУРА И РАСЧЕТ Эффективность самолета рассматриваемого типа характеризует его способность к уничтожению самолета условного противника в воздушном бою U - количественная мера эффективности (вероятность поражения це ли в одном вылете ) Парный воздушный бой может быть пред ставлен из двух фаз . На первой фазе пр отивники обмениваются ракетными ударами со ср едней дистанции . В случае промаха самолеты вступа ют в ближний маневренный бой с применением пушечного вооружения . при это м : U = P p + (1-P p )(1-P p )(1-P c )P c (4.1) U = P p + (1-P p )(1-P p )(1-P c )P c (4.2) . U - вероятность победы про ектируемого самолета U - вероятность победы самолета противника P p | P c - вероятность поражения самолетов сторон ракетами и пушечными снарядами Из формул (4) видно . что эффективность самолета определяется боевыми возможностями само летов сторон . Поэтому : е = U | U (5) е - максимум и нтегрального показателя эффекти вности указывает на лучший по боевым возможн остям варианта. Синтезируе мые варианты проекта самолета различаются : - характери стиками размеренности , а следовательно , уровнем демаскерующих признаков , влияющих на вероятност ь попадания в самолет ракет и снар ядов ; - высотно-скоростными и маневренными характе ристиками . влияющие на способность самолета п ервым занять удобную позицию для выстрела из пушки ; - запасом топлива для боя и его расходом во время боя . влияющих на время ведения ближнего боя ; - массой . а сл едовательно , эффективно стью поражающих средств В общем виде вероятности поражение с амолета противника одной ракетой P p и P c снарядом соответственно запишется как : P p 1 = P p 1 (m p 1 , , , S) (6) P c = P C (m c, , , S, ) (7) m p 1 , m c - масса одной ракеты /всех снарядов - обобщ енная характеристика летных свойств самол ета с учетом безфорсажного /форсажного режима полета S - параметр . зав исящий от размеренности самолета - макси мально возможная продолжительность ведения ближн его боя ожидаемая вероятность поражения самолета двумя ракетами вы числяется по формуле : P p = 1-(1-P p 1 ) 2 (8) Обобщенная характеристика летных свойств зависит от следующих параметров : = (V y, , t разг , н v ) (9) V y - скороподъемность - углов ая скорость установившегося виража , соответствующ ая заданному режиму полета (высота . скорость ) t разг - время разгона от V min до V max на да нной высоте н v - область существования самолета в координатах высот и скорости полета S = S (S kp. D ф , кр , ф , F вк ) (10) S kp - площа дь крыла D ф - диаметр фюзеляжа kp / ф - удлинение крыла /фюзеляжа F вк - площадь входа в двигатель Агрегаты планера имеют тождественные с базовым самолетом формы , параметры , размеренн ости , но (S i ) - могут существенно отличаться от базовых. БЛОК-СХЕМА АНАЛИЗА И ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ ДВИГАТЕЛЯ СА МОЛЕТА Принципиальная схема анализа и выбора параметров двигателя включает в себя три контура (рис . 2) КОНТУР 1 - формир уются альтернативы самолета с двигателем . каж дый из которых имеет свой вектор те рмодинамических параметров. БЛОК 1 - для 3-4 дискретных значений массы целевой нагрузки формируются альтернативы БЛОК 2 - рассчитываются ФХ двигателя ( Р 0 , Р в , Р m, С е , С еф ) и ПТХ самолета При этом осуществляется согласованность Т ДП и ФХ двиг ателя с геометрическими параметрами самолета КОНТУР 2 - провод иться субоптимизация параметров двигателя на основе анализа “стоимость-эффективность” двигателя БЛОК 3 - определение стоимости двигателя БЛОК 4 - определение эффективности КОНТУР 3 - выбор двига теля по кривой W g - C ро БЛОК 6 - определение стоимости са молета БЛОК 7 - рассчитываются частные показатели э ффективности БЛОК 8 - определение обобщенных характеристик эффективности на основе результатов БЛОКА 7 БЛОК 9 - на основе расчетных данных о ст оимости (БЛОК 6) и эффективности самоле та противника , определяемой относительно каждой альтернативы проекта U j , j=1,n (n - число субоптимальных вариантов дв игателя ), устанавливается стоимость самолето-вылета БЛОК 10 - анализ “эффективность-стоимость” само лета . на основе БЛОКОВ 8 и 9. Здесь пр оисходит отсев заведомо неперспективных варианто в и строится кривая “эффективность-стоимость” в координатах С св -U БЛОК 11 - выбор вариантов системы самолет-двигатель по критерию (2) из вариантов , принадлежащих кри вой С св - U
1Архитектура и строительство
2Астрономия, авиация, космонавтика
 
3Безопасность жизнедеятельности
4Биология
 
5Военная кафедра, гражданская оборона
 
6География, экономическая география
7Геология и геодезия
8Государственное регулирование и налоги
 
9Естествознание
 
10Журналистика
 
11Законодательство и право
12Адвокатура
13Административное право
14Арбитражное процессуальное право
15Банковское право
16Государство и право
17Гражданское право и процесс
18Жилищное право
19Законодательство зарубежных стран
20Земельное право
21Конституционное право
22Конституционное право зарубежных стран
23Международное право
24Муниципальное право
25Налоговое право
26Римское право
27Семейное право
28Таможенное право
29Трудовое право
30Уголовное право и процесс
31Финансовое право
32Хозяйственное право
33Экологическое право
34Юриспруденция
 
35Иностранные языки
36Информатика, информационные технологии
37Базы данных
38Компьютерные сети
39Программирование
40Искусство и культура
41Краеведение
42Культурология
43Музыка
44История
45Биографии
46Историческая личность
47Литература
 
48Маркетинг и реклама
49Математика
50Медицина и здоровье
51Менеджмент
52Антикризисное управление
53Делопроизводство и документооборот
54Логистика
 
55Педагогика
56Политология
57Правоохранительные органы
58Криминалистика и криминология
59Прочее
60Психология
61Юридическая психология
 
62Радиоэлектроника
63Религия
 
64Сельское хозяйство и землепользование
65Социология
66Страхование
 
67Технологии
68Материаловедение
69Машиностроение
70Металлургия
71Транспорт
72Туризм
 
73Физика
74Физкультура и спорт
75Философия
 
76Химия
 
77Экология, охрана природы
78Экономика и финансы
79Анализ хозяйственной деятельности
80Банковское дело и кредитование
81Биржевое дело
82Бухгалтерский учет и аудит
83История экономических учений
84Международные отношения
85Предпринимательство, бизнес, микроэкономика
86Финансы
87Ценные бумаги и фондовый рынок
88Экономика предприятия
89Экономико-математическое моделирование
90Экономическая теория

 Анекдоты - это почти как рефераты, только короткие и смешные Следующий
Совет дня: чтобы избавиться от комаров, обратите часть из них в другую религию, чтобы началась война, и комары-смертники взрывались в толпе неверных комаров.
Anekdot.ru

Узнайте стоимость курсовой, диплома, реферата на заказ.

Обратите внимание, реферат по астрономии, авиации, космонавтике "Общие принципы ТЭА и выбора двигателя самолета", также как и все другие рефераты, курсовые, дипломные и другие работы вы можете скачать бесплатно.

Смотрите также:


Банк рефератов - РефератБанк.ру
© РефератБанк, 2002 - 2016
Рейтинг@Mail.ru