МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ
(НАЦИОНАЛЬНЫЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ
УНИВЕРСИТЕТ)
«МАИ»
Кафедра 201
Курсовая работа
По дисциплине «Теория и расчёт ДЛА»
По тему: «Расчёт характеристики двигателей CF6-80C2,
JT9D-7R4D, CFM56-3 и АЛ-31F на самолети Эйрбас
A310, Boeing 747-400, Boeing 737-500 и Су-30»
Студент: ГХЕЗАЛИ.АЗУАУ
Группа: М2О-111Мки-18
Проверил: Карасев В. Н.
Дата: 21.05.2019
Москва 2019
Оглавление
Аннотация
Рассказывается история развития самолёт Эйрбас A310, Boeing 747-400,
Boeing 737-500 и Су-30, а также описывается их конструкция. За тем
характеризуются особенности по параметрам. и Называются типы двигателей,
пользующихся в Эйрбас A310, Boeing 747-400, Boeing 737-500.
Описывается конструкция двигателей CF6-80C2, JT9D-7R4D, CFM56-3 и
АЛ-31F. Выполняются расчёты эти последние при исходных данных параметрах.
И по изменению двухконтурности и температуры перед турбиной.
Сравнивать результаты двигателей CF6-80C2, JT9D-7R4D, CFM56-3.
А также описывает их характеристики реактивных двигателей CF6-80C2, JT9D7R4D, CFM56-3 и АЛ-31F.
1
Airbus A310 (Эйрбас A310)
История
В процессе разработки лайнера Airbus A300, изучались возможности получения
баланса между дальностью и размерами самолета, его вместимостью. Проблема
заключалась в том, что пассажир вместимость была определена рынком и серьезно ее
корректировать было нельзя. А для экономии топлива и получения преимущества над
конкурентами было решено создать двухдвигательный самолет. Из-за этого страдала
дальность.
Для преодоления этой проблемы была создана модификация A300B10, имеющая
значительно большую дальность в сравнении с базовыми версиями. Но это был
самолет с укороченным и все еще очень широким фюзеляжем, а также уже
непропорционально большим крылом. По этой причине стоимость перевозки в
расчете на одного пассажира подскочила.
Еще одним фактором стала Великобритания. Она вышла из состава консорциума
Airbus Industry еще при его формировании в 1969 году и сделала ставку на свою
промышленность. Был создан собственный концерн British Aerospace (BAe). Но в
конце 1970-хх по стране ударил серьезный экономический кризис и возможность
создавать собственные авиалайнеры была утеряна. В то же время национальный
перевозчик страны British Airways заявили, что планируют провести массовую
закупку новых двухдвигательных магистральных лайнеров американского
производства: проектов 7N7 и 7X7 (будущие Boeing 757 и 767), а так же
самолетов Boeing 747. Airbus не могла упустить такой большой контракт и начались
межправительственные переговоры с предложением вернуть британцев обратно в
концерн с их заказом на европейские самолеты. В 1978 году на авиасалоне Фарнборо
было официально заявлено, что Великобритания и концерн BAe возвращаются в
Airbus Industrie.
Еще в 1977 году многие европейские фирмы занимались исследованиями по новому
крылу и эти наработки оказались весьма кстати. В 1978 году Airbus представил проект
A310. Его крыло было значительно совершеннее крыла A300. Кроме того, новый
самолет был короче и мог нести до 245 пассажиров в одно классовой компоновке.
Планировалось создать две модификации лайнера: A310-100 для региональных
перевозок и A310-200 для трансконтинентальных. Модель -200 была тяжелее первой,
имела дополнительный топливный бак и летала дальше. Двигатели — американские
General Electric CF6 и Pratt & Whitney JT9D. Вторая попытка Rolls Royce поучаствовать
в программах Airbus вновь не увенчалась успехом.
2
По дальности A310 превосходит все модели A300, кроме модификации A300-600R —
почти прямого аналога A310-200. Обе модели были созданы для полета через океаны,
и их унификация была довольно большой. Вообще, именно с унификации многих
систем A300 и A310 было дано начало «семейственности» лайнеров Airbus, что было
очень полезно для авиакомпаний. Перевод экипажей с одного самолета на другой
требовал минимального переобучений.
Прототип A310 совершил свой первый полет в апреле 1982 года. На тот момент
самолет уже имел портфель заказов на 181 лайнер от 15 авиакомпаний. Большая часть
контрактов была на модель -200 и, в конце концов, в Airbus приняли решение
прекратить разработку модели -100.
3
Основные характеристики самолета Airbus A310
Размеры
Длина (м)
Размах крыла (м)
Высота (м)
Площадь крыла (кв.м)
Вес
Макс. взлетный вес (кг)
Макс. посадочный вес (кг)
Вес пустого (кг)
Макс. вес без топлива (кг)
Макс. коммерческая загрузка (кг)
Емкость топливных баков (л)
Летные данные
Макс. дальность полета (км)
Дальность полета с макс.
загрузкой (км)
Макс. крейсерская скорость (км/ч)
Максимальная скорость (км/ч)
Потолок (макс. высота полета) (м)
Длина разбега (м)
Длина пробега (м)
Двигатели
Удельный расход топлива
(г/пасс.-км)
Часовой расход топлива (кг)
Пассажирский салон
Кол-во кресел (эконом)
Кол-во кресел (эконом/ бизнес)
Кол-во кресел (эконом/ бизнес/
первый)
Ширина салона (м)
4
A310-200
A310-300
46.7
43.9
15.8
219
46.7
43.9
15.8
219
142 000
123 000
79 450
113 000
33 550
54 920
164 000
124 000
82 600
114 000
33 460
75 470
4 600
4 000
9 600
5 600
850
900
12 200
1 860
1 480
GE CF680C2A2,
2 x 24150 кгс
P&W JT9D7R4,
2 x 22700 кгс
20.7
850
900
12 200
2 290
1 490
GE CF680C2A8,
2 x 26800
кгс
P&W
PW4156A,
2 x 25400
кгс
20.3
4 400
4 300
279
218
187
279
218
187
5.28
5.28
Boeing 747-400
История
Потребность в разработке Боинга 747 возникла во время бурного роста объёмов
авиаперевозок в 1960-х. Боинг 707, господствовавший в то время на рынке
авиаперевозок США, уже с трудом справлялся с растущим потоком пассажиров. До
этого корпорация Boeing уже занималась разработкой крупного транспортного
самолёта для армии США, однако тогда корпорация проиграла проекту компании
Lockheed и их самолету C-5 Galaxy.
В 1965 году, инженер-разработчик Джо Саттер (Joe Sutter), работавший в то время над
Boeing 737, был назначен главным конструктором Boeing 747. Свою работу, он начал
с выяснения потребностей авиакомпаний. В то время считалось, что огромные
самолеты вскоре будут вытеснены сверхзвуковыми самолётами. Поэтому 747
изначально разрабатывался как грузопассажирский самолёт. Со временем
планировалось даже полное переоборудование всех самолётов в грузовые. Кабину
экипажа поместили на верхнюю палубу специально для того, чтобы была возможность
преобразовать нос самолёта в грузовую аппарель.
В 1966 году корпорация Boeing закончила проектирование и представила
конфигурацию нового самолёта, получившего обозначение 747. Изначальный проект
представлял собой полностью двухпалубный самолет, однако с такой конфигурацией
возникали некоторые трудности, и от схемы отказались в пользу «горбатого»
варианта. Первым заказчиком стала авиакомпания Pan Am, заказавшая 25 самолетов
Boeing747-100.
Более того, благодаря рекомендациям Pan Am, в конструкцию самолета были внесены
важные изменения, в частности: был увеличен размах крыла, изменено размещение
опор шасси, а максимальный взлетный вес был увеличен с 272155 кг до 308443 кг.
5
Основные характеристики самолета Boeing 747-400
1
Размеры
Длина (м)
Размах крыла (м)
Высота (м)
Площадь крыла (кв.м)
Вес
Макс. взлетный вес (кг)
Макс. посадочный вес (кг)
Вес пустого (кг)
Макс. вес без топлива (кг)
Макс. коммерческая загрузка (кг)
Емкость топливных баков (л)
Летные данные
Дальность полета с макс.
загрузкой (км)
Макс. крейсерская скорость
(км/ч)
Потолок (макс. высота полета)
(м)
Длина разбега (м)
Длина пробега (м)
Двигатели
747-400
747-400ER
70.7
64.4
19.4
541.2
70.7
64.4
19.4
541.2
363 200 - 396
900
260 360 - 295
740
181 120
251 740
70 620
204 340 - 216
840
412 780
11 440 - 13 430
Пассажирский салон
Кол-во кресел (эконом)
Кол-во кресел (эконом/ бизнес)
Кол-во кресел (эконом/ бизнес/
первый)
Ширина салона (м)
6
265 740
183 840
251 740
67 900
228 250 - 241
140
920
13 900 - 14
200
920
13 750
13 750
3 020
2 180
GE CF6-80C2B,
4 x 28600 кгс
P&W PW4062,
4 x 28600 кгс
R-R RB211524H-T,
4 x 26900 кгс
3 320
2 180
GE CF680C2B5F,
4 x 28600 кгс
P&W
PW4062,
4 x 28600 кгс
R-R RB211524H-T,
4 x 26900 кгс
660
524
416
660
524
416
6.13
6.13
Boeing 737-500
Boeing 737-500 – среднемагистральный пассажирский самолет способный взять на
борт до 140 человек и перевезти их на расстояние до 5 200 км. Модель производилась
с 1988 по 1999 год.
Boeing 737-500 – был создан на замену легендарной модели 737-200 по просьбе
авиакомпаний, и по сути, является её модернизированной версией в рамках
семейства 737 Classic. При создании самолета за основу была взята модель 737-300, её
укоротили на 2 метра и полученную модификацию назвали 737-500.
Самолет был оборудован цифровой Авионикой с бортовыми компьютерами
(унаследованной от моделей 757 и 767) и более производительными и экономичными
двигателями CFM56. В целом модель 737-500 получилась экономичнее на 25%, чем
737-200.
Первый полёт Boeing 737-500 совершил в июне 1989 года и с тех пор пользовался
умеренным спросом у авиакомпаний. Любопытно, что в конце 90х и начале 2000х
данная модель была очень популярна у российских авиакомпаний, которые ей
заменили устаревшие советские самолеты Ту-134 и Ту-154. Благодаря высокой
надёжности и низкому уровню эксплуатационных затрат, Boeing 737-500 попрежнему эксплуатируется во всем мире.
Производство Boeing 737-500 завершилось в 1999 году. Всего в этой модификации
было выпущено 389 самолётов. В начале 2000-х на смену 737-500 пришёл более
совершенный Boeing 737-600, который спросом у авиакомпаний практически не
пользовался.
7
Основные характеристики самолета Boeing 737-500
Крейсерская скорость (км/ч):
912
Дальность полета с максимальным запасом топлива (км): 4444
Дальность полета с пассажирами и багажом (с резервами
топлива) (км):
2815
Эксплуатационный потолок (м):
11300
Потребная длина ВПП (условия МСА, на уровне моря) (м): 1530
Варианты написания (синонимы)
Боинг737-500, Boeing737-500
Двигатели
CFM International CFM56-3C-1 (2 х 9080 кгс)
Размеры
Размах крыла (м):
28.88
Длина самолета (м):
31.00
Высота самолета (м):
11.13
2
Площадь крыла (м ):
105.40
Угол стреловидности крыла по линии 1/4 хорд (градусы): 25.00
Число мест
Экипаж:
Пассажиров в кабине двух классов:
Максимальное:
Массы и нагрузки
Взлетная (т):
Пустого снаряженного (т):
Самолета без топлива (т):
Платная нагрузка (т):
Посадочная (т):
2
от 102 до 108
132
60.55
31.98
46.70
15.50
49.90
8
Sukhoi Su-30 (Су-30)
История создания
История создания Су-30 связана с изменением концепции ведения воздушного боя
ввиду прогрессивного развития технологий, применяемых в конструкции бортовых
антенных радиолокационных станций на базе активной фазированной антенной
решётки (АФАР). Такое развитие технологий позволило передать истребителю часть
функций самолёта дальнего радиолокационного наведения и обнаружения (ДРЛО)
при управлении группой. Наличие одного такого истребителя в ударной группе
кардинально изменяло ситуацию при ведении группового воздушного боя и позволяло
исключить самолёт ДРЛО из боевых порядков. Возможности такого истребителя
позволяют обнаружение целей на большой дальности, управление пуском ракет своей
группы, выполнение подсветки целей для ракет дальнего радиуса действия (как РВВАЕ) с дальностью поражения до 110 км. При этом акцент делался на использование
ракет со всеракурсным наведением, что позволяло реализовывать концепцию
«выстрелил и забыл».
За счёт указанных средств в постановочных учебных боях Су-30 показал своё
превосходство над истребителями F-16 и F-15 ВВС США, а также перспективным
истребителем Eurofighter Typhoon ВВС Великобритании.
Также такая концепция тяжёлого истребителя с радаром дальнего радиуса действия
позволяла его использовать для ведения воздушной разведки и уничтожения наземных
или надводных целей в том числе управляя звеном бомбардировщиков Су-34. Радар
Су-30 позволяет ему вести бой с одним самолётом РЭБ.
Су-30 предназначен для уничтожения воздушных целей днём и ночью, в простых и
сложных метеорологических условиях, а также на фоне земли при применении
активных и пассивных помех, контроля воздушного пространства, блокирования
аэродромов противника на большой глубине и действий по наземным и морским
объектам. Су-30 также возможно использовать для управления групповыми боевыми
действиями при завоевании господства в воздухе, уничтожения десантов противника
в воздухе, а также для ведения воздушной разведки и уничтожения наземных целей в
простых и сложных метеорологических условиях.
9
Основные характеристики самолета Су-30 (Sukhoi Su-30)
Экипаж:
2 человека
Длина:
21,9 м
Размах крыла:
14,7 м
Высота:
6,36 м
Площадь крыла:
62 м²
 Масса:
 пустого:
18 800 кг
 Нормальная взлётная масса:
24 900 кг
 Максимальная взлётная масса:
34 500 кг
 Предельная взлетная масса:
38 800 кг
 топлива:
9640 кг
 Нагрузка на крыло:
 при максимальной взлётной массе:
532 кг/м²
 при нормальной взлётной массе:
398 кг/м²
 Двигатели:
2 × ТРДДФ «АЛ-31Ф» (АЛ-31ФП на Су-30М2)
 Тяга максимальная:
2 × 7770 кгс
 Тяга на форсаже:
2 × 12 500 кгс
 Масса двигателя:
1520 кг
 Углы отклонения вектора тяги:
±16° в любом направлении, ±20° в плоскости
 Скорость отклонения вектора тяги:
60°/с
 Тяговооружённость:
 при нормальной взлётной массе:
1,00
 при максимальной взлётной массе:
0,84
 при предельной взлётной массе:
0,76
 Лётные характеристики
Максимальная скорость:
 на высоте:
2125 км/ч (2,0 М или 1,9 Маха для варианта с ПГО)
 у земли:
1350 км/ч (1,13 М)
Дальность полёта:
 у земли:
1270 км
 на высоте:
3000 км
 боевой радиус:
1500 км
 Продолжительность полёта:
3,5 ч (без дозаправок)
 Практический потолок:
17 300 м
 Скороподъёмность:
13 800 м/мин
 Максимальная эксплуатационная перегрузка:
+9 g
 Длина разбега/пробега:
550/750 м
10
Двигатель CF6-80C2
General Electric CF6 — семейство турбовентиляторных двигателей с высокой
степенью двухконтурности производства GE Aviation, широко используемое на
различных типах гражданских самолётов. Создано на основе двигателя TF39 и
является предшественником линейки GEnx.
После разработки двигателя TF39 для C-5 Galaxy в конце 1960-х годов, GE
предложила более мощный вариант CF6 для гражданского использования. В рамках
предполагаемого контракта на широкофюзеляжный самолёт с American
Airlinesдвигателем заинтересовались Lockheed для L-1011 TriStar и Douglas (после
слияния McDonnell Douglas) для DC-10. Lockheed в конце концов выбрал
двигатель Rolls-Royce RB211 и отстал в гонке широкофюзеляжного. DC-10 с
двигателем CF6 совершил первый полёт в 1970 году и поступил в эксплуатацию в
1971 г.
Версии двигателя CF6 применяются на Boeing 747, Airbus A300, Airbus A310 и Airbus
A330, Boeing 767 и McDonnell Douglas MD-11.
11
Технические характеристики
CF6-6
Тип
Длина, м
Сухая масса, кг
Вентилятор
Диаметр
вентилятора, м
Число лопаток
Компрессор:
- ступени низкого
давления
- ступени высокого
давления
Камера сгорания
Число топливных
форсунок
Турбина:
- ступени высокого
давления
- ступени низкого
давления
Вращение ротора
высокого давления,
об. в мин
Вращение ротора
низкого давления,
об. в мин
Максимальная
тяга, кН
Общий
коэффициент
компрессии
Степень
двухконтурности
Тяговооружённость
Применение
4,775
3709
1
2,195
?
CF6-50
CF6-80A
CF6-80C2
2-вальный турбовентиляторный реактивный
4,648
4,242
4,267
4003...
3973...
4300... 4470
4104
3981
1
1
1
2,195
2,195
2,362
?
?
CF680E1
4,267
5092
1
2,362
?
?
осевой
1
3
3
4
4
16
14
14
14
14
одинарная кольцевая
?
?
?
?
?
осевая
2
2
2
2
2
5
4
4
5
5
9925
10761
10859
11055
11105
3810
4102
4016
3854
3835
184,60
226,86...
240,20
29,2...
31,1
213,51...
222,41
27,3... 28,4
232,20... 275,61
302,48...
320,27
32,4...
34,8
4,24...
4,40
5,84...
5,97
Mc
Boeing
Donnell 747BSR/Douglas SP/-200/DC-10300SR,
10
Mc
Donnell
Douglas
DC-1015/-30,
Airbus
A300
4,59... 4,66
5,00... 5,31
5,48... 5,70
5,51... 6,28
Airbus
A310,
Boeing 767
Airbus A300/A310,
Boeing 747-400, Boeing
767, McDonnell Douglas
MD-11
25...
25,2
5,76...
5,92
5,08
12
27,1... 31,8
5,00...
5,10
5,86...
6,22
Airbus
A330
Расчёт двигателя CF6-80C2
Исходные данные: (режим (H=0, M=0))
Данные
749.
5.0
1528.
0.34
0.81
1.72
0.70
0.80
2.1
0.80
0.80
9.5
0.85
0.85
0.84
0.99
0.85
0.86
0.87
1.00
0.05
0.05
0.12
0.06
0.03
00.0
0.0
1.0
CF-6-80С2
! расход воздуха в вентиляторе, кг/с
! расчетная степень двухконтурности
! температура газов перед турбиной, К
! отн диаметр втулки на входе в вентилятор
! приведенная скорость на входе в вентилятор
! степень повышения давления в вентиляторе
! отн диаметр втулки на входе в пп ступени
! приведенная скорость на входе в пп ступени
! степень повышения давления в пп ступени
! отн диаметр втулки на входе в компрессор
! приведенная скорость на входе в компрессор
! степень повышения давления в компрессоре
! кпд расчетный вентилятора
! кпд расчетный пп ступени
! кпд расчетный компрессора
! полнота сгорания в камере сгорания
! кпд турбины компрессора
! кпд турбины пп ступени
! кпд турбины вентилятора
! потери воздухозаборника
! отбор мощности
! отбор воздуха
! охлаждение турбины ВД
! охлаждение турбины пп ступени
! охлаждение турбины НД
! высота полета, м
! число Маха полета
! степень дросселирования
Результат
Программа - термогазодинамический расчет ТРДД/нсм/пп
Карасев В.Н., каф.201 МАИ, ноябрь 2018г
=== Исходные данные === Вариант _______
T*г = 1528.000 pi= 34.31400 BPR= 5.000000
=== Термогазодинамический Расчет ТРДДф ===
=== Внешние условия ===
Th= 288.1499 Ph= 101324.9 Па
-----------------------------------------------------------=== Частота вращения и окружные скорости ===
wv= 561.2206
wk= 588.7770 1/сек
nven= 5000.000
nkom= 14000.00 об/мин
-----------------------------------------------------------Dven= 2.349515 Dpod= 1.013687 Dkom= 0.8852039 м
-----------------------------------------------------------=== Расчетные площади каналов и сопел, м2 ===
Fdv= 4.335582 Fven= 3.834499 Fpod= 0.4116055 м2
Fkom= 0.2215606 FII= 0.1955675 FcII= 1.680022 м2
13
Fkc= 7.9568587E-02 Fca= 3.1476766E-02 Fts= 0.2647111 м2
Fsp= 1.287755 м2
-----------------------------------------------------------=== Расходы воздуха,газа и топлива, кг/с ===
Gv= 749.0000 Gp= 124.8333 Gk= 124.8333 кг/с
Gca= 101.1025 Gtk= 116.0825 Gtv= 127.3175 кг/с
Gsp= 126.0315 GII= 624.1667 Gotb= 6.241667 кг/с
Goх1= 14.98000 Gox2= 7.490000 Gox3= 3.745000 кг/с
Gtp= 2.484174 кг/с qt0= 2.5189772E-02
-----------------------------------------------------------=== Параметры тракта (расчетная точка)
===
onvp= 1.000000 piv0= 1.720000 qlv0= 0.8100000 ev0= 0.8500000
T*v= 344.9719 P*v= 174289.0 Nv= 42792.21 квт
Tvs= 329.5316 Pvs= 148479.6 lmvs= 0.5182159 Vvs= 176.2154
T*II= 344.9719 P*II= 170803.2 lmII= 7.5449683E-02pis= 1.685699
onpp= 1.000000 pip0= 2.100000 qlp0= 0.8000000 ep0= 0.8500000
T*p= 440.8033 P*p= 366006.8 Np= 12029.35 квт
Tps= 425.6663 Pps= 323873.0 lmps= 0.4539135 Vps= 174.4764
onkp= 1.000000 pik0= 9.500000 qlk0= 0.8000000 ek0= 0.8400000
T*k= 914.4618 P*k= 3477065. Nk= 59456.54 квт
Tks= 827.1974 Pks= 2447740. lmks= 0.7566786 Vks= 418.9242
T*kc= 1528.000 P*kc= 3289304. ekc0= 0.9900000
BPR0= 5.000000 pikc= 32.46104 alf= 2.682341
Tca= 1329.537 Pca= 1760011. lmca= 1.000000
ontk= 1.000000 pitk= 5.684958 qlkc= 0.3876809 etk= 0.8500000
T*tk= 1043.205 P*tk= 567025.8 Ntk= 60058.89 квт
ntk= 5622.393 U*tk= 463.4043 Cad= 1103.344 м/с
onts= 1.000000 pits= 1.482742 lmca= 1.000000 ets= 0.8600000
T*ts= 958.3078 P*ts= 374768.8 Nts= 12151.64 квт
nts= 2436.872 U*ts= 200.8499 Cad= 478.2140 м/с
ontv= 1.000000 pitv= 5.340784 lmtv= 0.9997553 etv= 0.8700000
T*tv= 690.8575 P*tv= 68767.69 Ntv= 43223.82 квт
ntv= 5359.250 U*tv= 441.7157 Cad= 883.4315 м/с
T*sp= 690.8575 P*sp= 67392.34 qlsp= 1.000000 pis= 0.6651114
Tsp= 601.1538 Psp= 36066.93 lmsp= 0.9998454 Vsp= 478.3721
=== Удельные и размерные параметры двигателя ===
Rud= 15.23168 кгс/kg/с Cud= 0.7838893 kg/кгс.час
Rдв1= 1.111111
N Gдв1= 0.0000000E+00 кг/с
Rдв2= 111916.6
N Gдв2= 624.1667 кг/с
Rдв= 11408.53 кгс Gдв= 749.0000 кг/с
-----------------------------------------------------------===
Геометрия проточной части ===
===
Диаметры проточной части, м
===
Dvn1= 2.349515 Dvv1= 0.7988352 Dvs1= 1.574175 м
Dvn2= 2.050224 Dvv2= 0.8675456 Dvs2= 1.574175 м
Dpn1= 1.013687 Dpv1= 0.7095807 Dps1= 0.8748604 м
Dpn2= 0.9681795 Dpv2= 0.7703180 Dps2= 0.8748604 м
Dkm1= 0.8852039 Dkv1= 0.7081631 Dks1= 0.7966835 м
Dkm2= 0.8852039 Dkv2= 0.8686109 Dks2= 0.7966835 м
Dtk1= 1.580527 Dtv1= 1.567797 Dts1= 1.574175 м
Dtk2= 1.608477 Dtv2= 1.539109 Dts2= 1.574175 м
Dtp1= 1.608477 Dtp3= 1.539109 Dts3= 1.574175 м
Dtp2= 1.626823 Dtp4= 1.519705 Dts4= 1.574175 м
Dtv1= 1.626823 Dtv5= 1.519705 Dts5= 1.574175 м
Dtv2= 2.017135 Dtv6= 0.9419241 Dts6= 1.574175 м
===
Относительные диаметры втулок
===
odv2= 0.4231467 odp2= 0.7956355 odk2= 0.9812552 odt= 0.9919456
===
Высоты лопаток, м
===
14
Hv1= 0.7753400 Hv2= 0.5913393 Hk1= 8.8520378E-02 Hk2= 8.2964897E-03
Ht1= 6.3650608E-03 Ht2= 3.4683645E-02 Ht3= 3.4683645E-02 Ht4= 5.3559124E-02
-----------------------------------------------------------Коды сходимости: 0 0 0
Не работает сопло I контура
Результаты расчёта с изменением параметров
 Тяга «Rдв» по степень двухконтурности m и температура Тг* перед
турбиной:
m
4,7
4,85
5
5,15
5,3
T*г
(k)=1500
11271,23
11341,44
11408,53
11472,88
11534,4
T*г
(k)=1528
11271,23
11341,44
11408,53
11472,88
11534,4
T*г
(k)=1544
11271,23
11341,44
11408,53
11472,88
11534,4
T*г
(k)=1550
11271,23
11341,44
11408,53
11472,88
11534,4
T*г
(k)=1600
12818,51
12363,84
11908
11472,88
11534,4
T*г
(k)=1640
14060,46
13632,32
13208,4
12785,99
12363,7
T*г
(k)=1700
15646,15
15248,07
14856,39
14468,56
14083,98
16000
15500
15000
14500
Rдв
14000
13500
13000
12500
12000
11500
m
11000
4,7
T*г (k)=1500
4,85
T*г (k)=1600
T*г (k)=1528
5
T*г (k)=1640
T*г (k)=1544
5,15
T*г (k)=1700
T*г (k)=1550
5,3
 Удельная тяга (R_ud) по степень двухконтурности m и температуре Тг*
перед турбиной:
m
4,7
4,85
5
5,15
5,3
T*г
T*г
T*г
T*г
T*г
T*г
T*г
(k)=1500
(k)=1528
(k)=1544
(k)=1550
(k)=1600
(k)=1640
(k)=1700
15,04837 15,04837 15,04837 15,04837 17,11416 18,77232 20,88938
15,14211 15,14211 15,14211 15,14211 16,50713 18,20069
20,3579
15,23168 15,23168 15,23168 15,23168 15,89853 17,63471 19,83496
15,31759 15,31759 15,31759 15,31759 15,31759 17,07074 19,31717
15,39973 15,39973 15,39973 15,39973 15,39973 16,50694 18,80371
15
21,5
20,5
19,5
Cud
18,5
17,5
16,5
15,5
14,5
4,7
T*г (k)=1500
m
4,85
T*г (k)=1528
T*г (k)=1600
T*г (k)=1640
5
5,15
5,3
T*г (k)=1550
T*г (k)=1544
T*г (k)=1700
 Удельный расход топлива Cud по ступени двухконтурности m и
температуре Тг* перед турбиной:
m
4,7
4,85
5
5,15
5,3
T*г
(k)=1500
0,801432
0,7760484
0,7521977
0,7297355
0,7085611
T*г
(k)=1528
0,8351979
0,808745
0,7838893
0,7604808
0,7384142
T*г
(k)=1544
0,8545414
0,8274757
0,8020444
0,7780937
0,7555162
T*г
(k)=1550
0,8618035
0,8345079
0,8088604
0,7847062
0,7619367
T*г
(k)=1600
0,8111668
0,8194329
0,8295308
0,8399919
0,8156183
T*г
(k)=1640
0,7786517
0,7825142
0,7874378
0,7936122
0,8011776
T*г
(k)=1700
0,7527747
0,7526214
0,7531523
0,7544782
0,7566261
0,88
0,86
0,84
Cud
0,82
0,8
0,78
0,76
0,74
0,72
0,7
4,7
4,85
m
5
5,15
T*г (k)=1500
T*г (k)=1528
T*г (k)=1544
T*г (k)=1600
T*г (k)=1640
T*г (k)=1700
16
T*г (k)=1550
5,3
Двигатель JT9D-7R4D
Турбовентиляторный двигатель JT9D открыл новую эру в гражданской авиации - эру
двигателей с высокой степенью двухконтурности для широкофюзеляжных самолетов.
JT9D воплотил в себе многие новейшие достижения техники в области
конструирования, аэродинамики и материаловедения, позволившие довести до
максимума топливную экономичность двигателя и долговечность его компонентов.
Сегодня семейство JT9D состоит из трех самостоятельных серий. JT9D-7 охватывает
диапазон тяги от 21000 до 23000 кгс, двигатель JT9D-7Q имеет тягу 24000 кгс, более
поздние модели группы JT9D-7R4 охватывают диапазон тяги от 21769 до 25000 кгс.
Эти двигатели устанавливают на самолётах Boeing 747, Boeing 767, Airbus A300, A310
и Douglas DC-10. При установки на двухдвигательные самолеты JT9D утверждены на
180 мин. ETOPS. Начало выполнения программы JT9D - сентябрь 1965 г. Первое
испытание двигателя - декабрь 1966 г. Первый полет испытательного самолета B-52 июнь 1968 г. Сертификация двигателей FAA - май 1969 г. Начало коммерческой
эксплуатации серии JT9D-7 - январь 1970 г. Начало коммерческой эксплуатации серии
JT-9D-7Q - май 1976 г. Начало коммерческой эксплуатации серии JT9D-7R4 - сентябрь
1982 г. Утверждение на ETOPS (серия - 7R4) - июнь 1985 г.
Каждый день более 2800 двигателей серии JT9D поднимают в воздух более 600
широкофюзеляжных самолетов 68 авиакомпаний мира. Несмотря на то, что
производство этих двигателей было прекращено в 1990 г., Pratt & Whitney продолжает
осуществлять их послепродажное обслуживание. Разработаны программы
модернизации двигателей серии JT9D, позволяющие авиакомпаниям увеличивать
срок службы и повышать экологические характеристики ранних моделей.
17
Конструкция и характеристики JT9D-7R4D
Тип:
Турбовентиляторный двигателе Двухконтурный
Страна :
США
Использование
Годы эксплуатации :
с декабря 1966 года
Применении :
Boeing 747, Boeing 767,Airbus A310,McDonnell Douglas DC-10
Развитие :
Pratt & Whitney PW4000
Производство
Производитель :
Pratt & Whitney
Годы производства :
1966-1990
Варианты :
JT9D-3A
JT9D-7
JT9D-20
JT9D-7Q/7Q3
JT9D-59A/70A
JT9D-7R4D/D1
JT9D-7R4G2
JT9D-7R4H1
Массогабаритные характеристики
Сухая масса :
3905 кг
Длина :
3260 мм
Диаметр :
2340 мм
Рабочие характеристики
Тяга взлётная :
21000-22680 кгс
Компрессор :
3-ступенчатый низкого давления и 11-ступенчатый
высокого давления
Турбина : 2-ступенчатая высокого давления и 4-ступенчатая низкого
давления
Камера сгорания :
кольцевая камера сгорания
Степень повышения давления :
23,4:1
Топливо :
авиационный керосин, Jet A-1
Расход воздуха :
718 кг/с
Удельный расход топлива :
0,646 кг/кгс·ч
Степень двухконтурности :
5,0:5,1
Удельная тяга :
5,4-5,8 кгс/кг.
18
Расчёт двигателя JT9D-7R4D
(режим (H=0, M=0))
Данные
718.
5.0
1640.
0.32
0.80
1.65
0.70
0.80
2.34
0.78
0.79
10.5
0.85
0.85
0.84
0.99
0.85
0.86
0.87
1.00
0.05
0.05
0.10
0.06
0.02
00.0
0.0
1.0
JT9D-7R4D
! расход воздуха в вентиляторе, кг/с
! расчетная степень двухконтурности
! температура газов перед турбиной, К
! отн диаметр втулки на входе в вентилятор
! приведенная скорость на входе в вентилятор
! степень повышения давления в вентиляторе
! отн диаметр втулки на входе в пп ступени
! приведенная скорость на входе в пп ступени
! степень повышения давления в пп ступени
! отн диаметр втулки на входе в компрессор
! приведенная скорость на входе в компрессор
! степень повышения давления в компрессоре
! кпд расчетный вентилятора
! кпд расчетный пп ступени
! кпд расчетный компрессора
! полнота сгорания в камере сгорания
! кпд турбины компрессора
! кпд турбины пп ступени
! кпд турбины вентилятора
! потери воздухозаборника
! отбор мощности
! отбор воздуха
! охлаждение турбины ВД
! охлаждение турбины пп ступени
! охлаждение турбины НД
! высота полета, м
! число Маха полета
! степень дросселирования
Результат
Программа - термогазодинамический расчет ТРДД/нсм/пп
Карасев В.Н., каф.201 МАИ, ноябрь 2018г
=== Исходные данные === Вариант _______
T*г = 1640.000
pi= 40.54050
BPR= 5.000000
=== Термогазодинамический Расчет ТРДДф ===
=== Внешние условия
Th= 288.1499
===
Ph= 101324.9
Па
-----------------------------------------------------------19
=== Частота вращения и окружные скорости ===
wv= 557.2870
wk= 631.9584 1/сек
nven= 5000.000
nkom= 14000.00
об/мин
-----------------------------------------------------------Dven= 2.297630 Dpod= 1.009874 Dkom= 0.8131716
м
-----------------------------------------------------------=== Расчетные площади каналов и сопел, м2 ===
Fdv= 4.146206 Fven= 3.721742 Fpod= 0.4085149
Fkom= 0.2033810
м2
FII= 5.1817980E-02FcII= 1.667408
м2
Fkc= 6.9665968E-02 Fca= 2.7568664E-02 Fts= 0.2241112
Fsp= 0.8132157
м2
м2
-----------------------------------------------------------=== Расходы воздуха,газа и топлива, кг/с ===
Gv= 718.0000
Gp= 119.6667
Gk= 119.6667
кг/с
Gca= 100.8819
Gtk= 112.8485
Gtv= 122.4219
кг/с
Gsp= 121.1853
GII= 598.3333 Gotb= 5.983333
кг/с
Goх1= 11.96667 Gox2= 7.180000 Gox3= 2.393333
Gtp= 2.755205
кг/с
кг/с qt0= 2.8078042E-02
-----------------------------------------------------------=== Параметры тракта (расчетная точка)
===
onvp= 1.000000 piv0= 1.650000 qlv0= 0.8000000 ev0= 0.8500000
T*v= 340.3008
P*v= 167195.8
Nv= 37648.64 квт
Tvs= 325.5515
Pvs= 143177.2 lmvs= 0.5099531 Vvs= 172.2277
T*II= 340.3008 P*II= 163851.9 lmII= 2.0139974E-02pis= 1.617095
onpp= 1.000000 pip0= 2.340000 qlp0= 0.8000000 ep0= 0.8500000
T*p= 450.3746
P*p= 391238.2
Np= 13245.28 квт
Tps= 435.3679
Pps= 347480.2 lmps= 0.4471275 Vps= 173.7239
onkp= 1.000000 pik0= 10.50000 qlk0= 0.7900000 ek0= 0.8400000
T*k= 963.9091
P*k= 4108001.
Tks= 877.6584
Pks= 2958992.
Nk= 61794.02 квт
lmks= 0.7327213 Vks= 416.4837
T*kc= 1640.000 P*kc= 3886169. ekc0= 0.9900000
BPR0= 5.000000 pikc= 38.35131
Tca= 1429.266
alf= 2.406420
Pca= 2081902. lmca= 1.000000
ontk= 1.000000 pitk= 5.517236 qlkc= 0.3878120 etk= 0.8500000
20
T*tk= 1138.765 P*tk= 690281.5
Ntk= 62419.98 квт
ntk= 6034.744 U*tk= 479.1468
Cad= 1140.826 м/с
onts= 1.000000 pits= 1.507524 lmca= 1.000000 ets= 0.8600000
T*ts= 1041.712 P*ts= 448733.0
Nts= 13384.23 квт
nts= 2693.765 U*ts= 213.8797
Cad= 509.2373 м/с
ontv= 1.000000 pitv= 3.901511 lmtv= 0.9997553 etv= 0.8700000
T*tv= 798.9540 P*tv= 112714.9
Ntv= 38030.00 квт
ntv= 5321.687 U*tv= 422.5314
Cad= 845.0629 м/с
T*sp= 798.9540 P*sp= 110460.6 qlsp= 1.000000 pis= 1.090163
Tsp= 696.3231
Psp= 59187.90 lmsp= 0.9998454 Vsp= 514.1213
=== Удельные и размерные параметры двигателя ===
Rud= 18.01566
кгс/kg/с Cud= 0.7667995
kg/кгс.час
Rдв1= 28037.47
N
Gдв1= 0.0000000E+00 кг/с
Rдв2= 98857.25
N
Gдв2= 598.3333
Rдв= 12935.24
кгс
Gдв=
718.0000
кг/с
кг/с
-----------------------------------------------------------Геометрия проточной части ===
===
===
Диаметры проточной части, м
===
Dvn1= 2.297630 Dvv1= 0.7352415 Dvs1= 1.516436
м
Dvn2= 2.008337 Dvv2= 0.7521531 Dvs2= 1.516436
м
Dpn1= 1.009874 Dpv1= 0.7069117 Dps1= 0.8717692
м
Dpn2= 0.9580373 Dpv2= 0.7759688 Dps2= 0.8717692
м
Dkm1= 0.8131716 Dkv1= 0.6342738 Dks1= 0.7237227
м
Dkm2= 0.8131716 Dkv2= 0.7972981 Dks2= 0.7237227
м
Dtk1= 1.522211 Dtv1= 1.510637 Dts1= 1.516436
м
Dtk2= 1.546205 Dtv2= 1.486069 Dts2= 1.516436
м
Dtp1= 1.546205 Dtp3= 1.486069 Dts3= 1.516436
м
Dtp2= 1.562771 Dtp4= 1.468638 Dts4= 1.516436
м
Dtv1= 1.562771 Dtv5= 1.468638 Dts5= 1.516436
м
Dtv2= 1.817737 Dtv6= 1.137974 Dts6= 1.516436
м
===
Относительные диаметры втулок
===
odv2= 0.3745153 odp2= 0.8099567 odk2= 0.9804796 odt= 0.9923966
===
Высоты лопаток, м
Hv1= 0.7811941
Hv2= 0.6280921
===
Hk1= 8.9448869E-02 Hk2= 7.9367161E-03
21
Ht1= 5.7870150E-03 Ht2= 3.0067980E-02 Ht3= 3.0067980E-02 Ht4= 4.7066450E-02
-----------------------------------------------------------Коды сходимости: 0 0 0
Результаты
расчёта с изменением параметров
 Тяга «Rдв» по степень двухконтурности m и температура Тг* перед
турбиной:
m
4,7
4,85
5
5,15
5,3
T*г
T*г
T*г
T*г
T*г
T*г
T*г
(k)=1500
(k)=1528
(k)=1544
(k)=1550
(k)=1600
(k)=1640
(k)=1700
9967,188
10010,5
10642,1 10861,33 12540,68 13675,57 15128,15
10023,41 10023,41
10211 10435,67 12147,94 13302,07 14773,14
10077,3
10077,3
10077,3
10077,3 11760,74 12935,24 14427,39
10128,96 10128,96 10128,96 10128,96 11375,63 12572,72
14087
10178,55 10178,55 10178,55 10178,55 10992,81
12214,4 13753,35
15500
14500
Rдв
13500
12500
11500
10500
9500
4,7
4,85
5
T*г (k)=1500
T*г (k)=1528
m T*г (k)=1544
T*г (k)=1600
T*г (k)=1640
T*г (k)=1700
5,15
T*г (k)=1550
5,3
 Удельная тяга (R_ud) по степень двухконтурности m и температуре Тг*
перед турбиной:
m
4,7
4,85
5
5,15
5,3
T*г
T*г
T*г
T*г
T*г
T*г
T*г
(k)=1500
(k)=1528
(k)=1544
(k)=1550
(k)=1600
(k)=1640
(k)=1700
13,88188
13,9422 14,82186
15,1272 17,46613 19,04676 21,06985
13,96018 13,96018 14,22145 14,53436 16,91914 18,52655
20,5754
14,03524 14,03524 14,03524 14,03524 16,37986 18,01566 20,09386
14,10719 14,10719 14,10719 14,10719 15,84349 17,51076 19,61977
14,17625 14,17625 14,17625 14,17625 15,31032 17,01171 19,15509
22
22
21
20
Rud
19
18
17
16
15
14
13
4,7
4,85
T*г (k)=1500
T*г (k)=1528
T*г (k)=1544
T*г (k)=1600
T*г (k)=1640
T*г (k)=1700
m
5
5,15
T*г (k)=1550
5,3
 Удельный расход топлива Cud по ступени двухконтурности m и
температуре Тг* перед турбиной:
m
4,7
4,85
5
5,15
5,3
T*г
(k)=1500
0,8565299
0,8298864
0,8048118
0,7811779
0,7588633
T*г
(k)=1528
0,8906144
0,8666603
0,8404747
0,8157935
0,7924901
T*г
(k)=1544
0,8581216
0,8714183
0,8609049
0,8356237
0,8117538
T*г
(k)=1550
0,8482918
0,8602543
0,8685749
0,8430685
0,8189859
T*г
(k)=1600
0,7889387
0,7935616
0,7991959
0,8060995
0,8143101
T*г
(k)=1640
0,7634618
0,7647732
0,7667995
0,7696674
0,7733833
T*г
(k)=1700
0,7446783
0,7430205
0,7418059
0,7412007
0,7411057
0,91
0,89
0,87
Cud
0,85
0,83
0,81
0,79
0,77
0,75
0,73
4,7
4,85
5
5,15
m
T*г (k)=1500
T*г (k)=1528
T*г (k)=1544
T*г (k)=1600
T*г (k)=1640
T*г (k)=1700
23
T*г (k)=1550
5,3
Двигатель CFM56-3
Авиационный газотурбинный двигатель CFM56-3 был разработан специально для
самолётов семейства Boing 737 второго поколения: 300/400/500 и является
производным от двигателя CFM56-2. Развиваемое им осевое усилие колеблется от 9,2
до 11,7 т.
Комбинация "двигатель-планер" поступила на коммерческие перевозки в 1984 году и
быстро стала одним из бестселлеров…так же, как и преемник, Boing 737NG. Сегодня
разработчики CFM предлагают комплекты обновления для двигателя CFM56-3,
которые продлевают его жизненный цикл и снижают расходы на техническое
обслуживание.
Турбовентиляторный двигатель CFM56-3 является первым усовершенствованным
двигателем семейства, который был разработан специально для удовлетворения
потребностей ближне - и среднемагистральных самолётов семейства Boing 737.
Сертифицирован двигатель по FAA и DGAC в 1984 году. Через двадцать месяцев
после CFM56-2 начал осуществлять коммерческие перевозки. Этот двигатель
демонстрирует улучшенную на 20% топливную эффективность по сравнению с
предыдущими двигателями малой степени двухконтурности.
Двигатель CFM56-3 сохранил в себе газогенератор высокого давления и турбину
низкого давления от предыдущего двигателя CFM56-2. По запасным частям,
используемому материалу и инструменту двигатель на 84% и 60% идентичен своему
предшественнику. В декабре 1999 года последняя поставка двигателей CFM56-3, была
отгружена компании Boing для их установки на самолёты Boing 737 Classic и Boing
737-400.
В начале 2001 года двигатель CFM56-3C, эксплуатирующийся в авиакомпании Malev,
установил свой новый рекорд по наработке в часах и циклах до первого снятия с
крыла, который составлял наработку в более чем 35 000 часов и 14 000 циклов. Когда
фирма Boing выбрала этот двигатель в качестве силовой установки для своих
самолётов серии 737-300/-400/-500, обе компании оптимистично предсказали, что они
продадут около 400 самолётов; 4 496 двигателей и ещё 1 989 самолётов в будущем, а
двигатель CFM56-3 силовой установки Boing 737 станет историей для книги рекордов.
24
Конструкция и характеристики CFM56-3
Тип:
Двухвальный двухкаскадный турбовентилфтоаный двигатель со смешением потоков и
общей форсажной камерой.
Вентилятор:
3 Ступени, осевой.
Компрессор низкого давления:
4 ступени, осевой.
Компрессор высокого дваления:
6 ступени, осевой.
Камера сгорания:
Многофорсуночная, кольцевого типа.
Турбина высокого давления:
1 ступень.
Турбина низкого давления:
2 ступени.
Форсажная камера:
Общая на два контура.
Вызодное устройство:
Регулируемое сопло.
25
Расчёт двигателя CFM56-3
(режим (H=0, M=0))
Данные
297.
5.0
1544.
0.32
0.80
1.52
0.68
0.79
2.5
0.78
0.79
10.4
0.847
0.835
0.857
0.995
0.890
0.892
0.915
1.00
0.05
0.05
0.08
0.06
0.015
00.0
0.0
1.0
CFM56-3
! расход воздуха в вентиляторе, кг/с
! расчетная степень двухконтурности
! температура газов перед турбиной, К
! отн диаметр втулки на входе в вентилятор
! приведенная скорость на входе в вентилятор
! степень повышения давления в вентиляторе
! отн диаметр втулки на входе в пп ступени
! приведенная скорость на входе в пп ступени
! степень повышения давления в пп ступени
! отн диаметр втулки на входе в компрессор
! приведенная скорость на входе в компрессор
! степень повышения давления в компрессоре
! кпд расчетный вентилятора
! кпд расчетный пп ступени
! кпд расчетный компрессора
! полнота сгорания в камере сгорания
! кпд турбины компрессора
! кпд турбины пп ступени
! кпд турбины вентилятора
! потери воздухозаборника
! отбор мощности
! отбор воздуха
! охлаждение турбины ВД
! охлаждение турбины пп ступени
! охлаждение турбины НД
! высота полета, м
! число Маха полета
! степень дросселирования
Результат
Программа - термогазодинамический расчет ТРДД/нсм/пп
Карасев В.Н., каф.201 МАИ, ноябрь 2018г
=== Исходные данные === Вариант _______
T*г = 1544.000 pi= 39.52000 BPR= 5.000000
=== Термогазодинамический Расчет ТРДДф ===
=== Внешние условия ===
Th= 288.1499 Ph= 101324.9 Па
-----------------------------------------------------------=== Частота вращения и окружные скорости ===
wv= 770.1332
wk= 946.3239 1/сек
nven= 5000.000
nkom= 14000.00 об/мин
-----------------------------------------------------------Dven= 1.477733 Dpod= 0.6588839 Dkom= 0.5271134
-----------------------------------------------------------26
м
=== Расчетные площади каналов и сопел, м2 ===
Fdv= 1.715074 Fven= 1.539495 Fpod= 0.1833076 м2
Fkom= 8.5458279E-02 FII= -1.3975083E-02FcII= 0.7388419 м2
Fkc= 2.9445782E-02 Fca= 1.1649136E-02 Fts= 9.1207571E-02 м2
Fsp= 0.2636210 м2
-----------------------------------------------------------=== Расходы воздуха,газа и топлива, кг/с ===
Gv= 297.0000 Gp= 49.50000 Gk= 49.50000 кг/с
Gca= 42.86313 Gtk= 46.82313 Gtv= 50.53563 кг/с
Gsp= 50.02517 GII= 247.5000 Gotb= 2.475000 кг/с
Goх1= 3.960000 Gox2= 2.970000 Gox3= 0.7425000 кг/с
Gtp= 1.035632 кг/с qt0= 2.4759585E-02
-----------------------------------------------------------=== Параметры тракта (расчетная точка)
===
onvp= 1.000000 piv0= 1.520000 qlv0= 0.8000000 ev0= 0.8470000
T*v= 331.3887 P*v= 154022.8 Nv= 12911.74 квт
Tvs= 317.0256 Pvs= 131896.6 lmvs= 0.5099531 Vvs= 169.9575
T*II= 331.3887 P*II= 150942.4 lmII= 0.9998454 pis= 1.489687
onpp= 1.000000 pip0= 2.500000 qlp0= 0.7900000 ep0= 0.8350000
T*p= 450.1581 P*p= 385057.1 Np= 5911.714 квт
Tps= 435.1586 Pps= 341990.4 lmps= 0.4471275 Vps= 173.6821
onkp= 1.000000 pik0= 10.40000 qlk0= 0.7900000 ek0= 0.8570000
T*k= 950.4557 P*k= 4004593. Nk= 24902.18 квт
Tks= 867.5632 Pks= 2909717. lmks= 0.7233814 Vks= 408.2954
T*kc= 1544.000 P*kc= 3788345. ekc0= 0.9950000
BPR0= 5.000000 pikc= 37.38592 alf= 2.728946
Tca= 1343.783 Pca= 2027406. lmca= 1.000000
ontk= 1.000000 pitk= 5.240489 qlkc= 0.3877007 etk= 0.8900000
T*tk= 1073.249 P*tk= 708441.3 Ntk= 25153.23 квт
ntk= 9036.706 U*tk= 461.4620 Cad= 1098.719 м/с
onts= 1.000000 pits= 1.572597 lmca= 1.000000 ets= 0.8920000
T*ts= 972.0637 P*ts= 441481.4 Nts= 5969.918 квт
nts= 4264.376 U*ts= 217.7616 Cad= 518.4800 м/с
ontv= 1.000000 pitv= 3.073698 lmtv= 0.9997553 etv= 0.9150000
T*tv= 769.6946 P*tv= 140759.4 Ntv= 13042.86 квт
ntv= 7354.213 U*tv= 375.5450 Cad= 751.0900 м/с
T*sp= 769.6946 P*sp= 137944.2 qlsp= 1.000000 pis= 1.361405
Tsp= 669.9158 Psp= 73838.32 lmsp= 0.9998454 Vsp= 504.8827
=== Удельные и размерные параметры двигателя ===
Rud= 28.04689 кгс/kg/с Cud= 0.4475758 kg/кгс.час
Rдв1= 18010.81
N Gдв1= 0.0000000E+00 кг/с
Rдв2= 63705.77
N Gдв2= 247.5000 кг/с
Rдв= 8329.927 кгс Gдв= 297.0000 кг/с
-----------------------------------------------------------===
Геометрия проточной части ===
===
Диаметры проточной части, м
===
Dvn1= 1.477733 Dvv1= 0.4728746 Dvs1= 0.9753039 м
Dvn2= 1.311296 Dvv2= 0.4277127 Dvs2= 0.9753039 м
Dpn1= 0.6588839 Dpv1= 0.4480411 Dps1= 0.5633947 м
Dpn2= 0.6194690 Dpv2= 0.5010840 Dps2= 0.5633947 м
Dkm1= 0.5271134 Dkv1= 0.4111484 Dks1= 0.4691309 м
Dkm2= 0.5271134 Dkv2= 0.5164059 Dks2= 0.4691309 м
Dtk1= 0.9790986 Dtv1= 0.9714944 Dts1= 0.9753039 м
Dtk2= 0.9934646 Dtv2= 0.9567986 Dts2= 0.9753039 м
Dtp1= 0.9934646 Dtp3= 0.9567986 Dts3= 0.9753039 м
Dtp2= 1.004631 Dtp4= 0.9450669 Dts4= 0.9753039 м
Dtv1= 1.004631 Dtv5= 0.9450669 Dts5= 0.9753039 м
Dtv2= 1.129990 Dtv6= 0.7909222 Dts6= 0.9753039 м
27
===
Относительные диаметры втулок
===
odv2= 0.3261755 odp2= 0.8088928 odk2= 0.9796866 odt= 0.9922335
===
Высоты лопаток, м
===
Hv1= 0.5024293 Hv2= 0.4417917 Hk1= 5.7982475E-02 Hk2= 5.3537190E-03
Ht1= 3.8020909E-03 Ht2= 1.8332988E-02 Ht3= 1.8332988E-02 Ht4= 2.9782176E-02
-----------------------------------------------------------Коды сходимости: 0 0 0
Результаты расчёта с изменением параметров
 Тяга «Rдв» по степень двухконтурности m и температура Тг* перед
турбиной:
m
4,7
4,85
5
5,15
5,3
T*г
T*г
T*г
T*г
T*г
T*г
T*г
(k)=1500
(k)=1528
(k)=1544
(k)=1550
(k)=1600
(k)=1640
(k)=1700
8110,98 8397,137 8548,889 8602,447 9024,952
9325,34 9723,433
7997,5 8285,693 8438,027
8492,56 8915,507
9215,79 9613,151
7886,073 8176,684 8329,927 8384,572 8810,105 9110,729 9507,339
7776,813 8070,111 8224,776 8279,778 8706,859 9008,214 9405,223
7669,202 7965,457 8121,247 8176,764 8606,892 8909,413 9306,165
10000
9500
Rдв
9000
8500
8000
m
7500
4,7
T*г (k)=15004,85
T*г (k)=1528
5 T*г (k)=1544
T*г (k)=1600
T*г (k)=1640
T*г (k)=1700
5,15
T*г (k)=1550
5,3
 Удельная тяга (R_ud) по степень двухконтурности m и температуре Тг*
перед турбиной:
m
T*г
T*г
T*г
T*г
T*г
T*г
T*г
(k)=1500
(k)=1528
(k)=1544
(k)=1550
(k)=1600
(k)=1640
(k)=1700
4,7
27,3097 28,27319 28,78414 28,96447 30,38704 31,39845 32,73883
4,85 26,92761 27,89796 28,41087 28,59448 30,01854
31,0296 32,36751
28
5
5,15
5,3
26,55243
26,18456
25,82223
27,53092
27,17209
26,81972
28,04689
27,69285
27,34427
28,23088
27,87804
27,53119
29,66365
29,31602
28,97943
30,67585
30,33069
29,99802
32,01124
31,66742
31,33389
34
33
32
31
Rud
30
29
28
27
26
25
4,7
4,85
T*г (k)=1500
T*г (k)=1528
5
T*г (k)=1544
T*г (k)=1600
T*г (k)=1640
T*г (k)=1700
m
5,15
T*г (k)=1550
5,3
 Удельный расход топлива Cud по ступени двухконтурности m и
температуре Тг* перед турбиной:
m
4,7
4,85
5
5,15
5,3
T*г
(k)=1500
0,452738
0,4473887
0,4423674
0,4376414
0,4332159
T*г
(k)=1528
0,4564161
0,4506946
0,4452855
0,4401619
0,4353272
T*г
(k)=1544
0,4590654
0,4531711
0,4475758
0,4422418
0,4372157
T*г
(k)=1550
0,4602183
0,4542201
0,4485683
0,4431666
0,4380652
T*г
(k)=1600
0,4706392
0,4642009
0,4580106
0,4521382
0,4464995
T*г
(k)=1640
0,4803526
0,4735994
0,4670843
0,4608778
0,4548937
T*г
(k)=1700
0,4966604
0,489477
0,4825516
0,4758935
0,4695076
0,5
0,49
0,48
Cud
0,47
0,46
0,45
0,44
0,43
4,7
T*г (k)=1500
T*г (k)=1600
4,85
T*г (k)=1528
T*г (k)=1640
m
29
5
T*г (k)=1544
T*г (k)=1700
5,15
T*г (k)=1550
5,3
Двигатель АЛ-31F
Авиационный двигатель АЛ-31Ф представляет собой двух-вальный двухконтурный
турбореактивный двигатель модульной конструкции, состоящий из следующих
основных частей: газогенератора (компрессоров и турбин низкого и высокого
давления), кольцевой камеры сгорания, форсажной камеры и сопла, коробки
самолетных агрегатов и системы управления.
Компрессорная часть состоит из модуля низкого давления - 4-е ступени с
регулировкой потока воздуха и 9-ти ступенчатого модуля высокого давления.
Турбина 2-х ступенчатая (высокого и низкого давления) с регулировкой радиального
зазора от теплового расширения.
Камера сгорания кольцевого типа, сопло сверхзвуковое регулируемое. На
модификации АЛ-31ФП применено поворотное сопло с системой управления
вектором тяги.
В ходе модернизации двигателя установлена цифровая система управления, которая
обеспечивает лучшие характеристики приемистости и экономичности (ранее
использовалась аналоговая гидромеханическая).
Модульная схема двигателя вместе с оригинальными конструкторскими решениями
обеспечивает простоту эксплуатации двигателя и замену поврежденных элементов и
деталей в условиях эксплуатации.
Двигатель обладает высокой газодинамической устойчивостью и может
эксплуатироваться в широком диапазоне высот и скоростей полета, работает на
режимах глубокого помпажа воздухозаборника, в том числе при штопоре, а также
обеспечивает уникальные маневренные характеристики самолета (выполнение фигур
"Колокол", "Кобра" и др.).
АЛ-31Ф устанавливается на истребителей Су-27 и его модификации, палубные
истребители Су-33, многоцелевые двухместные истребители Су-30МКК, Су-30МК2 и
фронтовые бомбардировщики Су-34.
АЛ-31ФН – с нижним расположением коробки самолетных агрегатов применяется на
однодвигательных самолетах-истребителях (китайских истребителях J-10A).
Модификация двигателя АЛ-31ФП с управляемым вектором тяги используются на
самолетах типа Су-30МКИ
30
Конструкция и характеристики
Обозначение двигателя
Тяга, кгс
- с форсажем
- без форсажа
Удельный расход топлива:, (кг/ч)/кгс
- с форсажем
- без форсажа
Расход топлива в экономичном режиме,
кг/Н-год
Расход топлива , кг/Н-год
Отношение тяги к массе
Температура газов перед турбиной, К
Степень повышения давления в
компрессоре
Расход воздуха, кг/сек
Степень двухконтурности
Сухая масса, кг
Габаритные размеры, мм
- длина
- максимальный диаметр
- диаметр входного направляющего
аппарата
Ресурс, год
31
АЛ-31Ф
12500
1.92
0.75
0.069
3.96
>8
1600-1700
23
113
0.571
1520
4945
1277
910
300
Расчёт двигателя АЛ-31F
(Максимальный форсажный режим (H=0, M=0))
Данные
113.
0.571
1660.
2100.
0.35
0.81
3.60
0.73
0.80
6.50
0.84
0.85
0.985
0.86
0.87
1.00
0.05
0.05
0.09
0.03
000.
0.0
1.0
АЛ-31F
! расход воздуха в вентиляторе, кг/с
! расчетная степень двухконтурности
! температура газов перед турбиной, К
! температура форсажа, К
! отн диаметр втулки на входе в вентилятор
! приведенная скорость на входе в вентилятор
! степень повышения давления в вентиляторе
! отн диаметр втулки на входе в компрессор
! приведенная скорость на входе в компрессор
! степень повышения давления в компрессоре
! кпд расчетный вентилятора
! кпд расчетный компрессора
! полнота сгорания в камере сгорания
! кпд турбины компрессора
! кпд турбины вентилятора
! потери воздухозаборника
! отбор воздуха
! отбор мощности
! охлаждение ТВД
! охлаждение ТНД
! высота полета, м
! число Маха полета
! степень дросселирования
Результат
Программа - термогазодинамический расчет ТРДДф/см
Карасев В.Н., каф.201 МАИ, декабрь 2018г
=== Исходные данные === Вариант _______
T*г = 1660.000 pi= 23.40000 BPR= 0.5710000
=== Термогазодинамический Расчет ТРДДф ===
=== Внешние условия ===
Th= 288.1499 Ph= 101324.9 Па
-----------------------------------------------------------=== Частота вращения и окружные скорости ===
wv= 1072.180
wk= 1400.738 1/сек
nven= 10238.54
nkom= 13376.04 об/мин
-----------------------------------------------------------Dven= 0.9161498 Dkom= 0.5905265 м
-----------------------------------------------------------=== Расчетные площади каналов и сопел, м2 ===
Fdv= 0.6592101 Fven= 0.5784735 м2
Fkom= 0.1279358 FII= 0.1366816 FcII= 8.4864825E-02 м2
Fkc= 8.0337137E-02 Fca= 2.9385943E-02 Ftv= 2.9385943E-02 м2
Ffs= 0.6144315 Fkr= 0.2714001 Fsp= 0.3256801 м2
-----------------------------------------------------------=== Расходы воздуха,газа и топлива, кг/с ===
32
Gv= 113.0000 Gk= 59.70083 кг/с
Gca= 61.59107 Gtk= 68.06466 Gtv= 70.22252 кг/с
Gsm= 111.2923 Gsp= 111.1794 GII= 41.07129 кг/с
Gotb= 3.596436 Gox1= 6.473584 Gox2= 2.157861 кг/с
Gtp= 1.890243 Gtf= 0.0000000E+00 кг/с qts= 3.1661928E-02
-----------------------------------------------------------=== Параметры тракта (расчетная точка)
===
onvp= 1.000000 piv0= 3.600000 qlv0= 0.8100000 ev0= 0.8400000
T*v= 439.7543 P*v= 364790.9 Nv= 17225.83 квт
Tvs= 420.0718 Pvs= 310771.3 lmvs= 0.5182159 Vvs= 198.9560
T*II= 439.7543 P*II= 357495.1 lmII= 0.4952373 pis= 1.174294
onkp= 1.000000 pik0= 6.500000 qlk0= 0.8000000 ek0= 0.8500000
T*k= 805.5822 P*k= 2371141. Nk= 26459.57 квт
Tks= 740.0616 Pks= 1713240. lmks= 0.7360917 Vks= 379.7729
T*г= 1660.000 pikc= 22.13640 lmkc= 0.2299896 Vkc= 170.3584
BPR= 0.5709999 alf= 2.134032 ekc= 0.9850000 kg= 1.337262
Tca= 1449.939 Pca= 1203725. lmca= 1.000000
ontk= 1.000000 pitk= 3.047470 qlkc= 0.3584672 etk= 0.8600000
T*tk= 1278.054 P*tk= 721331.9 Ntk= 26727.89 квт
ngg= 13376.04 U*tk= 425.4650 Cad= 924.9240 м/с
ontv= 1.000000 pitv= 2.451779 lmtv= 0.3291934 etv= 0.8700000
T*tv= 1068.020 P*tv= 288323.3 Ntv= 18326.19 квт
ntv= 10238.54 U*tv= 331.5082 Cad= 591.9789 м/с
T*sm= 836.1733 P*sm= 304434.0 qlsm= 0.7117463 Vsm= 264.9132
Tsms= 806.0104 Psms= 263165.0 lmsm= 0.4999865
T*fs= 836.1733 P*fs= 301389.7 qlfs= 0.7000000 pis= 2.974488
Tfss= 826.1368 Pfss= 287299.2 lmfs= 0.2884368
Tskr= 716.3631 Pskr= 163238.8 lmkr= 1.010000
Tsps= 637.9687 Psps= 101526.4 lmsp= 1.281677 Vsp= 679.0848
=== Удельные и размерные параметры двигателя ===
Rud= 68.16436 кгс/kg/с Cud= 0.8834549 kg/кгс.час
R_I = 75562.24
N G_I = 71.92871 кг/с
R_II= 1.111111
N G_II= 41.07129 кг/с
Rдв= 7702.573 кгс Gдв= 113.0000 кг/с
Mдв= 1501.664 кг Цдв= 2817.616 т.руб
-----------------------------------------------------------Коды сходимости: 0 0
Результаты расчёта с изменением параметров
 Тяга «Rдв» по степень двухконтурности m и температура Тг* перед
турбиной:
m
T*г (k)=1560
T*г (k)=1660
T*г (k)=1760
0,1
8473,165
9306,159
10089,09
0,3
7751,468
8492,542
9179,45
0,571
7079,443
7702,573
8300,847
0,7
6844,962
7419,932
7976,358
0,9
6555,797
7065,059
7564,814
33
10500
10000
9500
Rдв
9000
8500
8000
7500
7000
6500
6000
0,1
0,3
0,571
0,7
0,9
m
T*г (k)=1560
T*г (k)=1660
T*г (k)=1760
 Удельная тяга (R_ud) по степень двухконтурности m и температуре Тг*
перед турбиной:
m
0,1
0,3
0,571
0,7
0,9
T*г (k)=1560
T*г (k)=1660
T*г (k)=1760
74,98376
82,35539
89,284
68,59706
75,15524
81,23407
62,64994
68,16436
73,45882
60,57488
65,66312
70,58724
58,0159
62,52265
66,94526
95
90
85
Rud
80
75
70
65
60
55
0,1
0,3
T*г (k)=1560
0,571
0,7
T*г (k)=1660
T*г (k)=1760
m
34
0,9
 Удельный расход топлива Cud по ступени двухконтурности m и
температуре Тг* перед турбиной:
m
0,1
0,3
0,571
0,7
0,9
T*г (k)=1560
T*г (k)=1660
T*г (k)=1760
0,9974108
1,044319
1,092476
0,9225397
0,968312
1,016007
0,8358669
0,8834549
0,9297324
0,7989001
0,8475153
0,8941348
0,7463342
0,7963922
0,8435381
1,15
1,1
1,05
1
Cud
0,95
0,9
0,85
0,8
0,75
0,7
0,1
0,3
T*г (k)=1560
m
0,571
T*г (k)=1660
35
0,7
T*г (k)=1760
0,9
Сравнение между (CF6-80C2), (JT9D-7R4D), (CFM56-3); C
T*г (k)=1550
 Тяга «Rдв» по степень двухконтурности m и температура Тг*=1550K
перед турбиной:
:
m
4,7
4,85
5
5,15
5,3
CF6-80C2
CFM6-3
JTD9
11271,23
8602,447
11341,44
8492,56
11408,53
8384,572
11472,88
8279,778
11534,4
8176,764
10861,33
10435,67
10077,3
10128,96
10178,55
12000
11500
11000
Rдв
10500
10000
9500
9000
8500
m
8000
4,7
4,85
5
CF6-80C2
CFM6-3
5,15
5,3
JTD9
 Удельная тяга (Rud) по степень двухконтурности m и температуре
Тг*=1550K перед турбиной:
m
4,7
4,85
5
5,15
5,3
CF6-80C2
CFM6-3
JTD9
15,04837
28,96447
15,14211
28,59448
15,23168
28,23088
15,31759
27,87804
15,39973
27,53119
36
15,1272
14,53436
14,03524
14,10719
14,17625
31
29
27
Rud
25
23
21
19
17
15
13
4,7
4,85
m
5
CF6-80C2
CFM6-3
5,15
5,3
JTD9
 Удельный расход топлива Cud по ступени двухконтурности m и
температуре Тг*=1550K перед турбиной:
m
4,7
4,85
5
5,15
5,3
CF6-80C2
CFM6-3
JTD9
0,8618035
0,4602183
0,8345079
0,4542201
0,8088604
0,4485683
0,7847062
0,4431666
0,7619367
0,4380652
0,848292
0,860254
0,868575
0,843069
0,818986
0,9
0,85
0,8
0,75
Cud
0,7
0,65
0,6
0,55
0,5
0,45
0,4
4,7
4,85
5
m
CF6-80C2
CFM6-3
37
5,15
JTD9
5,3
Сравнение между (CF6-80C2), (JT9D-7R4D), (CFM56-3); C
степенью двухконтурности m =5,00

Тяга «Rдв» по степень двухконтурности m=5,00 и температура Тг*
перед турбиной:
CF6-80C2
CFM6-3
JTD9
T*г
T*г
T*г
T*г
T*г
T*г
T*г
(k)=1500
(k)=1528
(k)=1544
(k)=1550
(k)=1600
(k)=1640
(k)=1700
11408,53 11408,53 11408,53 11408,53
11908
13208,4 14856,39
7886,073 8176,684 8329,927 8384,572 8810,105 9110,729 9507,339
10077,3
10077,3
10077,3
10077,3 11760,74 12935,24 14427,39
16000
15000
14000
Rдв
13000
12000
11000
10000
9000
8000
7000
T*г (k)=1500

T*г (k)=1528
T*г (k)=1544
CF6-80C2
T*г (k)=1550
CFM6-3
T*г (k)=1600
JTD9
T*г (k)=1640 T*г (k)=1700)
Удельная тяга (Rud) по степень двухконтурности m=5,00 и температура
Тг* перед турбиной:
CF6-80C2
CFM6-3
JTD9
T*г
T*г
T*г
T*г
T*г
T*г
T*г
(k)=1500
(k)=1528
(k)=1544
(k)=1550
(k)=1600
(k)=1640
(k)=1700)
15,23168 15,23168 15,23168 15,23168 15,89853 17,63471 19,83496
26,55243 27,53092 28,04689 28,23088 29,66365 30,67585 32,01124
14,03524 14,03524 14,03524 14,03524 16,37986 18,01566 20,09386
38
Rud
33
31
29
27
Rud
25
23
21
19
17
15
13
T*г (k)=1500
T*г (k)=1528
T*г (k)=1544
T*г (k)=1550
CF6-80C2

T*г (k)=1600
CFM6-3
T*г (k)=1640
T*г (k)=1700)
JTD9
Удельный расход топлива Cud по степень двухконтурности m=5,00 и
температура Тг* перед турбиной
CF6-80C2
CFM6-3
JTD9
T*г
(k)=1500
0,7521977
0,4423674
0,8048118
T*г
(k)=1528
0,7838893
0,4452855
0,8404747
T*г
(k)=1544
0,8020444
0,4475758
0,8609049
T*г
(k)=1550
0,8088604
0,4485683
0,8685749
T*г
(k)=1600
0,8295308
0,4580106
0,7991959
T*г
(k)=1640
0,7874378
0,4670843
0,7667995
T*г
(k)=1700)
0,7531523
0,4825516
0,7418059
0,9
0,85
0,8
0,75
Cud
0,7
0,65
0,6
0,55
0,5
0,45
0,4
T*г (k)=1500
T*г (k)=1528
T*г (k)=1544
CF6-80C2
T*г (k)=1550
CFM6-3
39
T*г (k)=1600
JTD9
T*г (k)=1640
T*г (k)=1700)
ХАРАКТЕРИСТИКИ РЕАКТИВНЫХ
ДВИГАТЕЛЕЙ
В данном разделе приведены характеристики некоторых турбореактивных
двигателей (ТРД), которые могут быть использованы при курсовом проектировании.
Таблица 1, Таблица 2.
Температура газов
Степень
перед турбиной
Марка двигателя
двухконтурности m
Тг* , К
CF6-80C2
5,31
1528
JT9D-7R4D
5,31
1640
CFM56-3
5,31
1544
АЛ-31Ф
0,571
1660
Таблица 1 Параметры рабочего процесса реактивных двигателей
Удельный часовой расход
топлива на взлетном
Марка двигателя
Стартова 𝑹𝟎 тяга, кгс
режиме 𝑪𝒖𝒅𝟎 , кг/(кгс*ч)
CF6-80C2
11538,39
0,707174
JT9D-7R4D
12196,3
0,751821
CFM56-3
8205,738
0,415928
АЛ-31Ф
9541,204
2,39548
Таблица 2 Характеристики реактивных двигателей
Ниже приведены высотно-скоростные характеристики ТРД в виде зависимостей
относительных тяг R.MH и относительных удельных часовых расходов топлива
Cud.MH от числа M и высоты полета H. Данные зависимости не являются
характеристиками каких-либо конкретных двигателей, но с достаточной для
курсового проектирования степенью точности отражают влияние высоты и скорости
полета на тягу и удельный расход топлива современных ТРД.
Напомним, что под относительной тягой для данного числа M и высоты полета H
понимается:
𝑅.𝑀𝐻
̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑅. 𝑀𝐻 = 𝑅
0
где R.MH – максимальная тяга двигателя при данных M и H полета;
𝑅0 = 𝑅0 (M = 0,H = 0) – стартовая тяга двигателя.
Напомним также, что под относительным удельным часовым расходом топлива
понимается:
𝐶𝑢𝑑.𝑀𝐻
̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝐶𝑢𝑑. 𝑀𝐻 = 𝐶𝑢𝑑
0
где 𝐶𝑢𝑑. 𝑀𝐻 – удельный часовой расход топлива при данных M и H полета;
𝐶𝑢𝑑0 = 𝐶𝑢𝑑0 (M = 0,H = 0) – удельный часовой расход топлива на взлетном режиме
работы двигателя.
40
двигателя CF6-80C2
Результат исходных данных программы
Данные
749.
5.31
1528.
0.34
0.81
1.72
0.70
0.80
2.1
0.80
0.80
9.5
0.85
0.85
0.84
0.99
0.85
0.86
0.87
1.00
0.05
0.05
0.12
0.06
0.03
11000.0
0.85
1.0
CF-6-80С2
! расход воздуха в вентиляторе, кг/с
! расчетная степень двухконтурности
! температура газов перед турбиной, К
! отн диаметр втулки на входе в вентилятор
! приведенная скорость на входе в вентилятор
! степень повышения давления в вентиляторе
! отн диаметр втулки на входе в пп ступени
! приведенная скорость на входе в пп ступени
! степень повышения давления в пп ступени
! отн диаметр втулки на входе в компрессор
! приведенная скорость на входе в компрессор
! степень повышения давления в компрессоре
! кпд расчетный вентилятора
! кпд расчетный пп ступени
! кпд расчетный компрессора
! полнота сгорания в камере сгорания
! кпд турбины компрессора
! кпд турбины пп ступени
! кпд турбины вентилятора
! потери воздухозаборника
! отбор мощности
! отбор воздуха
! охлаждение турбины ВД
! охлаждение турбины пп ступени
! охлаждение турбины НД
! высота полета, м
! число Маха полета
! степень дросселирования
Результат
Программа - расчет ВСХ ТРДД/нсм
Карасев В.Н.,каф.201 МАИ, ноябрь 2018г
=== Термогазодинамический Расчет ТРДДф ===
Hh= 11000.00
Mh= 0.8500000
=== Внешние условия ===
Th= 216.7000 Ph= 22690.00 Па
=== Параметры воздухозаборника
===
Twz= 248.0131 Pwz= 36390.64 Па
-----------------------------------------------------------=== Расчетные площади каналов и сопел, м2 ===
Fdv= 4.335582 Fven= 3.834499 Fpod= 0.3913840 м2
Fkom= 0.2106757 FII= 0.2149855 FcII= 1.696530 м2
Fkc= 7.5659506E-02 Fca= 2.9930362E-02 Fts= 0.2517063 м2
Fsp= 2.269540 м2
-----------------------------------------------------------=== Расходы воздуха,газа и топлива, кг/с ===
Gv= 289.9528
Gp= 45.94902
Gk= 45.94902 кг/с
Gca= 39.22554 Gtk= 44.73942 Gtv= 48.87483
кг/с
41
Gsp= 53.21926 GII= 244.0038 Gotb= 2.297451 кг/с
Goх1= 5.513882 Gox2= 2.756941 Gox3= 1.378471 кг/с
Gtp= 0.5413492 кг/с qt= 1.5920972E-02
-----------------------------------------------------------=== Параметры тракта (дроссельная точка)
===
onvp= 1.000000 piv= 1.720000 qlv= 0.8100000 ev= 0.8500000
T*v= 296.9153 P*v= 62591.90
Nv= 14258.02 квт
Tvs= 283.6226 Pvs= 53320.83 lmvs= 0.5182823 Vvs= 163.5023
T*II= 296.9153 P*II= 61340.07 lmII= 8.2174867E-02pis= 2.703397
onpp= 1.000000 pip= 2.100000 qlp= 0.8000000 ep= 0.8500000
T*p= 379.3969 P*p= 131443.0
Np= 3810.982 квт
Tps= 366.3686 Pps= 116311.6 lmps= 0.4539135 Vps= 161.8680
onkp= 1.000000 pik= 9.500000 qlk= 0.8000000 ek= 0.8400000
T*k= 787.0720 P*k= 1248708.
Nk= 18836.24 квт
Tks= 728.1899 Pks= 951188.9 lmks= 0.6699769 Vks= 344.1187
T*kc= 1197.956 P*kc= 1181278. ekc= 0.9900000
BPR= 0.6726066 pikc= 32.46104 alf= 4.243935
Tca= 1121.456 Pca= 881523.0 lmca= 1.000000
ontk= 1.000000 pitk= 6.329314 qlkc= 0.3413979 etk= 0.8500000
T*tk= 795.8941 P*tk= 182903.3 Ntk= 19026.63 квт
onts= 1.000000 pits= 1.530196 lmca= 1.000000 ets= 0.8600000
T*ts= 728.4245 P*ts= 117138.8 Nts= 3848.583 квт
ontv= 1.000000 pitv= 8.465586 lmtv= 0.9997553 etv= 0.8700000
T*tv= 473.5655 P*tv= 13560.31 Ntv= 15171.77 квт
T*sp= 473.5655 P*sp= 13289.11 qlsx= 1.000000 pis= 0.5856813
Tsp= 408.3462 Psp= 7062.947 lmsp= 0.9998454 Vsp= 397.3048
=== Удельные и размерные параметры двигателя ===
Rud= 22.46168 кгс/kg/с Cud= 0.2992337 kg/кгс.час
Rдв1= 1.111110
N Gдв1= 45.94902 кг/с
Rдв2= 63889.71
N Gдв2= 244.0038 кг/с
Rдв= 6512.826 кгс
Gдв= 289.9528 кг/с
-----------------------------------------------------------Коды сходимости: 0 0 1 0
Не работает сопло I контура
 Зависимость относительной тяги от числа M и высоты полета H
M
̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑹. 𝑴𝑯 c H=0
̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑹. 𝑴𝑯 c H=4km
0
1
0,1
1,017525842
0,15
1,03974298
0,2
1,071079241
0,23
1,094352852
0,665959029
0,3
1,162120538
0,707198145
0,408885295
0,4
1,293390152
0,787080693
0,455070855
0,289640582
0,45
1,37529326
0,836921529
0,48388744
0,307981269
0,6
1,030691457
0,595919795
0,379285932
0,7
1,201726584
0,694807421
0,442224522
0,816415982
0,519624315
0,8
0,85
̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑹. 𝑴𝑯 c H=8Km
̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑹. 𝑴𝑯 c H=11Km
0,56444842
42
1,6
c H=0
c H=4km
c H=8Km
c H=11Km
1,4
(𝑅.𝑀𝐻)/𝑅_0
1,2
1
0,8
0,6
0,4
0,2
0
0,1
0,15
0,2
0,23
0,3 M 0,4
0,45
0,6
0,7
0,8
0,85
 Зависимость относительного удельного часового расхода топлива от
числа M и высоты полета H
̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑪𝒖𝒅. 𝑴𝑯 C H=0
1
0,986759557
0,97059197
0,948878791
0,933521613
0,892150194
0,823756862
0,787341648
M
0
0,1
0,15
0,2
0,23
0,3
0,4
0,45
0,6
0,7
0,8
0,85
̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑪𝒖𝒅. 𝑴𝑯 C H=4km
̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑪𝒖𝒅. 𝑴𝑯 C H=8Km
0,916080083
0,87209375
0,799408547
0,761538812
0,647193436
0,575698887
̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑪𝒖𝒅. 𝑴𝑯 C H=11Km
0,811769575
0,744844057
0,70921804
0,60289346
0,536198577
0,475394323
0,702389171
0,669124807
0,569486839
0,506691703
0,448953454
0,423140013
1,1
𝐶𝑢𝑑.𝑀𝐻)/𝐶𝑢𝑑_0
1
0,9
0,8
0,7
c H=0
c H=4km
c H=8Km
c H=11Km
0,6
0,5
0,4
0
0,1
0,15
0,2
0,23
0,3
0,4
M
43
0,45
0,6
0,7
0,8
0,85
двигателя JT9D-7R4D
Результат исходных данных программы
Данные
718.
5.31
1640.
0.32
0.80
1.65
0.70
0.80
2.34
0.78
0.79
10.5
0.85
0.85
0.84
0.99
0.85
0.86
0.87
1.00
0.05
0.05
0.10
0.06
0.02
11000.0
0.85
1.0
JT9D-7R4D
! расход воздуха в вентиляторе, кг/с
! расчетная степень двухконтурности
! температура газов перед турбиной, К
! отн диаметр втулки на входе в вентилятор
! приведенная скорость на входе в вентилятор
! степень повышения давления в вентиляторе
! отн диаметр втулки на входе в пп ступени
! приведенная скорость на входе в пп ступени
! степень повышения давления в пп ступени
! отн диаметр втулки на входе в компрессор
! приведенная скорость на входе в компрессор
! степень повышения давления в компрессоре
! кпд расчетный вентилятора
! кпд расчетный пп ступени
! кпд расчетный компрессора
! полнота сгорания в камере сгорания
! кпд турбины компрессора
! кпд турбины пп ступени
! кпд турбины вентилятора
! потери воздухозаборника
! отбор мощности
! отбор воздуха
! охлаждение турбины ВД
! охлаждение турбины пп ступени
! охлаждение турбины НД
! высота полета, м
! число Маха полета
! степень дросселирования
Результат
Программа - расчет ВСХ ТРДД/нсм
Карасев В.Н.,каф.201 МАИ, ноябрь 2018г
=== Термогазодинамический Расчет ТРДДф ===
Hh= 11000.00 Mh= 0.8500000
=== Внешние условия ===
Th= 216.7000 Ph= 22690.00 Па
=== Параметры воздухозаборника
===
Twz= 248.0131 Pwz= 36390.64 Па
-----------------------------------------------------------=== Расчетные площади каналов и сопел, м2 ===
Fdv= 4.146206 Fven= 3.721742 Fpod= 0.3884452 м2
Fkom= 0.1933893 FII= 7.1090147E-02FcII= 1.683791 м2
Fkc= 6.6243395E-02 Fca= 2.6214262E-02 Fts= 0.2131010 м2
Fsp= 1.404080 м2
-----------------------------------------------------------=== Расходы воздуха,газа и топлива, кг/с ===
44
Gv= 277.9521 Gp= 44.04725 Gk= 44.04726
кг/с
Gca= 39.71707 Gtk= 44.12179 Gtv= 47.64557 кг/с
Gsp= 51.88072 GII= 233.9048 Gotb= 2.202363 кг/с
Goх1= 4.404726 Gox2= 2.642835 Gox3= 0.8809451 кг/с
Gtp= 0.5663183 кг/с qt= 1.6697483E-02
-----------------------------------------------------------=== Параметры тракта (дроссельная точка)
===
onvp= 1.000000 piv= 1.650000 qlv= 0.8000000 ev= 0.8500000
T*v= 292.8949 P*v= 60044.55 Nv= 12544.22 квт
Tvs= 280.2003 Pvs= 51418.81 lmvs= 0.5099531 Vvs= 159.7818
T*II= 292.8949 P*II= 58843.66 lmII= 2.7342318E-02pis= 2.593375
onpp= 1.000000 pip= 2.340000 qlp= 0.8000000 ep= 0.8500000
T*p= 387.6349 P*p= 140504.2 Np= 4196.194 квт
Tps= 374.7187 Pps= 124789.6 lmps= 0.4471275 Vps= 161.1699
onkp= 1.000000 pik= 10.50000 qlk= 0.7900000 ek= 0.8400000
T*k= 829.6310 P*k= 1475295. Nk= 19576.77 квт
Tks= 770.2467 Pks= 1137590. lmks= 0.6553434 Vks= 345.5831
T*kc= 1248.880 P*kc= 1395629. ekc= 0.9900000
BPR= 0.2243596 pikc= 38.35131 alf= 4.046572
Tca= 1173.653 Pca= 1056077. lmca= 1.000000
ontk= 1.000000 pitk= 6.330030 qlkc= 0.3367153 etk= 0.8500000
T*tk= 839.6071 P*tk= 216067.9 Ntk= 19774.76 квт
onts= 1.000000 pits= 1.572105 lmca= 1.000000 ets= 0.8600000
T*ts= 764.7226 P*ts= 134689.8 Nts= 4239.589 квт
ontv= 1.000000 pitv= 5.799142 lmtv= 0.9997553 etv= 0.8700000
T*tv= 536.3867 P*tv= 22761.30 Ntv= 13340.42 квт
T*sp= 536.3867 P*sp= 22306.08 qlsx= 1.000000 pis= 0.9830799
Tsp= 463.1761 Psp= 11868.22 lmsp= 0.9998454 Vsp= 422.6202
=== Удельные и размерные параметры двигателя ===
Rud= 24.08292 кгс/kg/с Cud= 0.3045678 kg/кгс.час
Rдв1= 6731.212
N Gдв1= 44.04726 кг/с
Rдв2= 58935.94
N Gдв2= 233.9048 кг/с
Rдв= 6693.899 кгс Gдв= 277.9521 кг/с
-----------------------------------------------------------Коды сходимости: 0 0 1 0
Не работает сопло I контура
 Зависимость относительной тяги от числа M и высоты полета H
M
̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑹. 𝑴𝑯 c H=0
̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑹. 𝑴𝑯 c H=4km
0
1
0,1
1,01677066
0,15
1,038029566
0,2
1,06801243
0,23
1,090279019
0,663312644
0,3
1,155109336
0,702746817
0,406179497
0,4
1,280661348
0,779119733
0,450325427
0,286543542
0,45
1,358976903
0,826760575
0,477863614
0,304066561
0,6
1,01190525
0,584884514
0,372169182
0,7
1,175242492
0,679298722
0,432248961
0,795350639
0,506096767
0,8
0,85
̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑹. 𝑴𝑯 c H=8Km
̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑹. 𝑴𝑯 c H=11Km
0,548846699
45
1,6
1,4
(𝑅.𝑀𝐻)/𝑅_0
1,2
1
0,8
0,6
0,4
0,2
0
0,1
0,15
0,2
c H=0
0,23
0,3
0,4
M
c H=4km
0,45
c H=8Km
0,6
0,7
0,8
0,85
c H=11Km
 Зависимость относительного удельного часового расхода топлива от
числа M и высоты полета H
̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑪𝒖𝒅. 𝑴𝑯 C H=0
M
̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑪𝒖𝒅. 𝑴𝑯 C H=4km
̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑪𝒖𝒅. 𝑴𝑯 C H=8Km
̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑪𝒖𝒅. 𝑴𝑯 C H=11Km
0
1
0,1
0,987588803
0,15
0,972408995
0,2
0,951978735
0,23
0,937500424
0,895799413
0,3
0,898370902
0,852418215
0,791703505
0,4
0,833290792
0,782019685
0,725855925
0,683393696
0,45
0,797297921
0,74430965
0,691159905
0,649758832
0,6
0,630367251
0,58558572
0,551441826
0,7
0,558860745
0,518980646
0,488893967
0,458517325
0,431701904
0,8
0,85
0,405106747
1,08
𝐶𝑢𝑑.𝑀𝐻/𝐶𝑢𝑑_0
0,98
0,88
0,78
0,68
0,58
0,48
0,38
0
0,1
0,15
C H=0
0,2 C H=4km
0,23
0,3 C H=8Km
0,4
M
46
0,45 C H=11Km
0,6
0,7
0,8
0,85
двигателя CFM56-3
Результат исходных данных программы
Данные
297.
5.31
1544.
0.32
0.80
1.52
0.68
0.79
2.5
0.78
0.79
10.4
0.847
0.835
0.857
0.995
0.890
0.892
0.915
1.00
0.05
0.05
0.08
0.06
0.015
11000.0
0.85
1.0
CFM56-3
! расход воздуха в вентиляторе, кг/с
! расчетная степень двухконтурности
! температура газов перед турбиной, К
! отн диаметр втулки на входе в вентилятор
! приведенная скорость на входе в вентилятор
! степень повышения давления в вентиляторе
! отн диаметр втулки на входе в пп ступени
! приведенная скорость на входе в пп ступени
! степень повышения давления в пп ступени
! отн диаметр втулки на входе в компрессор
! приведенная скорость на входе в компрессор
! степень повышения давления в компрессоре
! кпд расчетный вентилятора
! кпд расчетный пп ступени
! кпд расчетный компрессора
! полнота сгорания в камере сгорания
! кпд турбины компрессора
! кпд турбины пп ступени
! кпд турбины вентилятора
! потери воздухозаборника
! отбор мощности
! отбор воздуха
! охлаждение турбины ВД
! охлаждение турбины пп ступени
! охлаждение турбины НД
! высота полета, м
! число Маха полета
! степень дросселирования
Результат
Программа - расчет ВСХ ТРДД/нсм
Карасев В.Н.,каф.201 МАИ, ноябрь 2018г
=== Термогазодинамический Расчет ТРДДф ===
Hh= 11000.00
Mh= 0.8500000
=== Внешние условия ===
Th= 216.7000
Ph= 22690.00 Па
=== Параметры воздухозаборника
===
Twz= 248.0131 Pwz= 36390.64 Па
-----------------------------------------------------------=== Расчетные площади каналов и сопел, м2 ===
Fdv= 1.715074 Fven= 1.539495 Fpod= 0.1743020 м2
Fkom= 8.1259854E-02 FII= -6.2333499E-03FcII= 0.7461015 м2
Fkc= 2.7999157E-02 Fca= 1.1076832E-02 Fts= 8.6726688E-02 м2
Fsp= 0.4450241 м2
-----------------------------------------------------------=== Расходы воздуха,газа и топлива, кг/с ===
47
Gv= 114.9746
Gp= 18.22010
Gk= 18.22010 кг/с
Gca= 17.03010 Gtk= 18.48771 Gtv= 19.85421 кг/с
Gsp= 21.61903 GII= 96.75452 Gotb= 0.9110051 кг/с
Goх1= 1.457608 Gox2= 1.093206 Gox3= 0.2733015 кг/с
Gtp= 0.1964587 кг/с qt= 1.3562923E-02
-----------------------------------------------------------=== Параметры тракта (дроссельная точка)
===
onvp= 1.000000 piv= 1.520000 qlv= 0.8000000 ev= 0.8470000
T*v= 285.2243 P*v= 55313.77
Nv= 4302.086 квт
Tvs= 272.8621 Pvs= 47367.63 lmvs= 0.5099531 Vvs= 157.6757
T*II= 285.2243 P*II= 54207.50 lmII= 0.9998454 pis= 2.389048
onpp= 1.000000 pip= 2.500000 qlp= 0.7900000 ep= 0.8350000
T*p= 387.4485 P*p= 138284.4
Np= 1872.871 квт
Tps= 374.5385 Pps= 122818.0 lmps= 0.4471275 Vps= 161.1311
onkp= 1.000000 pik= 10.40000 qlk= 0.7900000 ek= 0.8570000
T*k= 818.0518 P*k= 1438158.
Nk= 7889.180 квт
Tks= 760.3811 Pks= 1113483. lmks= 0.6503733 Vks= 340.5605
T*kc= 1157.328 P*kc= 1360498. ekc= 0.9950000
BPR= 5.203454 pikc= 37.38592 alf= 4.981785
Tca= 1087.779 Pca= 1034746. lmca= 1.000000
ontk= 1.000000 pitk= 6.104618 qlkc= 0.3342217 etk= 0.8900000
T*tk= 770.9180 P*tk= 218406.4 Ntk= 7968.708 квт
onts= 1.000000 pits= 1.662472 lmca= 1.000000 ets= 0.8920000
T*ts= 692.9128 P*ts= 128747.0 Nts= 1892.245 квт
ontv= 1.000000 pitv= 4.365892 lmtv= 0.9997553 etv= 0.9150000
T*tv= 502.3324 P*tv= 28899.50 Ntv= 4575.625 квт
T*sp= 502.3324 P*sp= 28321.51 qlsx= 1.000000 pis= 1.248194
Tsp= 432.3941 Psp= 15032.36 lmsp= 0.9998454 Vsp= 409.4288
=== Удельные и размерные параметры двигателя ===
Rud= 34.37126 кгс/kg/с Cud= 0.1789684 kg/кгс.час
Rдв1= 5443.624
N Gдв1= 18.22010 кг/с
Rдв2= 33323.75
N Gдв2= 96.75452 кг/с
Rдв= 3951.822 кгс
Gдв= 114.9746 кг/с
-----------------------------------------------------------Коды сходимости: 0 0 1 0
 Зависимость относительной тяги от числа M и высоты полета H
̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑹. 𝑴𝑯 c H=0
M
̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑹. 𝑴𝑯 c H=4km
̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑹. 𝑴𝑯 c H=8Km
̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑹. 𝑴𝑯 c H=11Km
0
1
0,1
1,013347367
0,15
1,030265651
0,2
1,054126271
0,23
1,071846432
0,651822664
0,3
1,123434114
0,68317938
0,394674068
0,4
1,223286681
0,743893359
0,429760492
0,273347504
0,45
1,285546772
0,7817632
0,451642375
0,287268616
0,6
0,928897437
0,536665075
0,341357109
0,7
1,058657003
0,611645534
0,389056658
0,703781793
0,447670033
0,8
0,85
0,481592515
48
1,4
(𝑅.𝑀𝐻)/𝑅_0
1,2
1
0,8
0,6
0,4
0,2
0
0,1
0,15
0,2
c H=0
0,23
0,3
0,4
0,45
M
c H=4km
c H=8Km
0,6
0,7
0,8
0,85
c H=11Km
 Зависимость относительного удельного часового расхода топлива от
числа M и высоты полета H
̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑪𝒖𝒅. 𝑴𝑯 C H=0
M
̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑪𝒖𝒅. 𝑴𝑯 C H=4km
̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑪𝒖𝒅. 𝑴𝑯 C H=8Km
̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑪𝒖𝒅. 𝑴𝑯 C H=11Km
0
1
0,1
0,990726044
0,15
0,979288493
0,2
0,96373124
0,23
0,952589413
0,903292684
0,3
0,921985093
0,867311233
0,803187666
0,4
0,862060567
0,804443892
0,746174219
0,701424669
0,45
0,825771371
0,77074697
0,714238179
0,671720744
0,6
0,664008355
0,615486038
0,578778982
0,7
0,593488492
0,549616015
0,516540114
0,487611804
0,45809445
0,8
0,85
0,430286766
1,1
𝐶𝑢𝑑.𝑀𝐻/𝐶𝑢𝑑_0
1
0,9
0,8
0,7
0,6
0,5
0,4
0
0,1
0,15
0,2
0,23
0,3
0,4
0,45
0,6
0,7
M
c H=0
c H=4km
c H=8Km
49
c H=11Km
0,8
0,85
двигателя АЛ-31Ф
Результат исходных данных программы
Данные
113.
0.571
1660.
2100.
0.35
0.81
3.60
0.73
0.80
6.50
0.84
0.85
0.985
0.86
0.87
1.00
0.05
0.05
0.09
0.03
22000.
2.0
1.0
АЛ-31F
! расход воздуха в вентиляторе, кг/с
! расчетная степень двухконтурности
! температура газов перед турбиной, К
! температура форсажа, К
! отн диаметр втулки на входе в вентилятор
! приведенная скорость на входе в вентилятор
! степень повышения давления в вентиляторе
! отн диаметр втулки на входе в компрессор
! приведенная скорость на входе в компрессор
! степень повышения давления в компрессоре
! кпд расчетный вентилятора
! кпд расчетный компрессора
! полнота сгорания в камере сгорания
! кпд турбины компрессора
! кпд турбины вентилятора
! потери воздухозаборника
! отбор воздуха
! отбор мощности
! охлаждение ТВД
! охлаждение ТНД
! высота полета, м
! число Маха полета
! степень дросселирования
Результат
Программа - расчет ВСХ ТРДДф/см
Карасев В.Н.,каф.201 МАИ, декабрь 2018г
=== Расчет ВСХ и Дросс Характеристик ТРДДф ===
Hh= 22000.00
Mh= 2.000000
=== Внешние условия ===
Th= 216.7000 Ph= 4039.999 Па
=== Параметры воздухозаборника
===
Twz= 386.4820 Pwz= 29030.44 sigwz= 0.9200000
-----------------------------------------------------------=== Расчетные площади каналов и сопел, м2 ===
Ffs= 0.6144315 Fkr= 0.4152529 Fsp= 0.9216473 м2
-----------------------------------------------------------=== Расходы воздуха,газа и топлива, кг/с ===
Gv= 27.95367
Gk= 17.56089 кг/с
Gca= 17.65171 Gtk= 19.23219 Gtv= 19.75902 кг/с
Gsm= 30.15184 Gsp= 23.65501 GII= 10.39278 кг/с
Gotb= 0.8780446 Gox1= 1.580480 Gox2= 0.5268267 кг/с
Gtp= 1.695877 Gtf= 1.329241 кг/с qts= 6.9239080E-02
-----------------------------------------------------------=== Параметры тракта ( точка ВСХ ) ===
onvp= 1.000000 piv= 3.600000 qlv= 0.8100000 ev= 0.8400000
T*v= 586.2210 P*v= 104509.6
Nv= 5698.941 квт
Tvs= 560.5349 Pvs= 89130.30 lmvs= 0.5172188 pis= 1.737488
T*II= 586.2210 P*II= 102419.4 lmII= 0.5097201
VII= 225.1627
50
onkp= 1.000000 pik= 6.500000 qlk= 0.8000000 ek= 0.8500000
T*k= 1001.340 P*k= 679312.2
Nk= 8319.812 квт
Tks= 935.7236 Pks= 518973.1 lmks= 0.6746019 Vks= 387.0056
T*г= 1660.000 pikc= 22.13640 lmkc= 0.1933730 Vkc= 143.2538
BPR= 0.5918137 alf= 2.686139 ekc= 0.9850000
Tca= 1449.240 Pca= 344730.9 lmca= 1.000000
ontk= 1.000000 pitk= 3.438164 qltk= 1.000000 etk= 0.8600000
T*tk= 1271.283 P*tk= 183172.4 Ntk= 8404.023 квт
ontv= 1.000000 pitv= 2.931737 lmtv= 0.9997553 etv= 0.8700000
T*tv= 1019.498 P*tv= 61229.56 Ntv= 6062.997 квт
T*sm= 870.1552 P*sm= 73164.18 qlsm= 0.7117463 Vsm= 327.7122
Tsms= 824.3428 Psms= 58946.83 lmsm= 0.6066410
T*fs= 2060.000 P*fs= 67311.05 qlfs= 0.8965005 pis= 16.66116
Tfss= 1943.607 Pfss= 50680.73 lmfs= 0.7034674
Tskr= 1824.871 Pskr= 37262.20 lmkr= 1.010000
Tsps= 1279.606 Psps= 6455.019 lmsp= 1.821533 Vsp= 1496.780
=== Удельные и размерные параметры двигателя ===
Rud= 77.05196 кгс/kg/с Cud= 2.834486 kg/кгс.час
R_I = 21128.50
N G_I = 17.56089 кг/с
R_II= 1.111111
N G_II= 10.39278 кг/с
Rдв= 2153.885 кгс
Gдв= 27.95367 кг/с
-----------------------------------------------------------Коды сходимости: 0 0 1
 Зависимость относительной тяги от числа M и высоты полета H
̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑹. 𝑴𝑯 c H=0
M
̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑹. 𝑴𝑯 c H=4km
̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑹. 𝑴𝑯 c H=11Km
0
1
0,5
1,13E+00
0,756536596
1
1,526205707
1,045577791
0,474078953
1,5
2,329697594
1,641227879
0,77719814
2
3,410723636
2,513974127
1,267808549
̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑹. 𝑴𝑯 c H=22Km
0,138391444
2,5
0,312616626
2,8
0,340056664
4
3,5
3
c H=0
c H=4km
c H=11Km
c H=22Km
(𝑅.𝑀𝐻)/𝑅_0
2,5
2
1,5
1
0,5
0
0
0,5
1
1,5
M
51
2
2,5
2,8
 Зависимость относительного удельного часового расхода топлива от
числа M и высоты полета H
M
̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑪𝒖𝒅. 𝑴𝑯 C H=0
̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑪𝒖𝒅. 𝑴𝑯 C H=4km
0
0,5
1
1,105701989
1,056448394
1
1,198951776
1,125917979
1,017801443
1,5
2
1,330661913
1,634465326
1,218865113
1,437387496
1,060423798
1,183315244
̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑪𝒖𝒅. 𝑴𝑯 C
H=22Km
̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅̅
𝑪𝒖𝒅. 𝑴𝑯 C H=11Km
1,06034907
2,5
2,8
1,5028057
1,88801242
1,95
1,85
1,75
𝐶𝑢𝑑.𝑀𝐻/𝐶𝑢𝑑_0
1,65
1,55
1,45
1,35
1,25
1,15
1,05
0,95
0
0,5
1
1,5
2
2,5
M
C H=0
C H=4km
C H=11Km
52
C H=22Km
2,8
Вывод
53
54
Список литературы
1 http://www.tupolev.ru/tu-144
2 https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A2%D1%83-144
3 https://ria.ru/20131231/987461353.html
4 «1944-2000 Авиационные, ракетные, моркие, промышсленные двигатели»
55