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
Обойти Антиплагиат
Повысьте уникальность файла до 80-100% здесь.
Промокод referatbank - cкидка 20%!
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
Предлагаю ведущим "Спокойной ночи, малыши" сделать Медведева. Лучшего сказочника просто не найти.
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 - 2017
Рейтинг@Mail.ru