Расчет летных характеристик турбореактивного двигателя

Размещено на http://www.allbest.ru/

Расчет летных характеристик турбореактивного двигателя

КУРСОВАЯ РАБОТА

Содержание

Введение

1. Расчет скоростной характеристики ТРД

2. Анализ скоростной характеристики ТРД

Заключение

Список использованной литературы

Введение

Летные характеристики ТРД являются одним из видов эксплуатационных характеристик и состоят из скоростных и высотных характеристик. Они позволяют произвести оценку эксплуатационных свойств ТРД при различных условиях полета и на различных режимах его работы.

В виду этого знание летных характеристик двигателя является весьма важным для летной эксплуатации. Тяга, создаваемая ТРД на определенной скорости и высоте полета, представляет собой располагаемую тягу самолета. Использование этой тяги совместно с потребляемой тягой, определяемой аэродинамическим сопротивлением самолета, позволяет определять его летно-тактические данные: наивыгоднейшие режимы полета, характеристики разгона и торможения, высотность, дальность и продолжительность полета и т.д. Помимо этого определяется необходимая степень дросселирования двигателя для осуществления горизонтального полета с заданной скоростью.

1. Расчет скоростной характеристики ТРД

При выполнении курсовой работы используются значения коэффициентов, характеризующих потери энергии в элементах двигателя (?_кал, ?_к^*, ?_кс^*, ?_г, ?_т^*, ?_с) из таблицы 1.

Таблица №1

Наименование параметра	Обозначения	Размерность	Диапазон изменения
Коэффициент восстановления полного давления во входном канале.	?*кан		0,95…0,97
КПД компрессора	?*к		0,82…0.86
Коэффициент восстановления полного давления в камере сгорания.	?*кс		0,93…0, 96
Коэффициент полноты сгорания топлива в камере сгорания	?г		0.98…0,995
Адиабатный КПД турбины	?*т		0.90…0,92
Коэффициент скорости реактивного сопла	?с		0,975..0,985

Производится расчет параметров ТРД при работе его на стенде в следующей последовательности:

Работа компрессора

L_{к о} = 1005·288(? _ко^*0,286-1)·/ ?_к ^*=1005·288(11^*0,286-1) ·1/0,82 = 347806,49 (Дж)

Подогрев воздуха при сжатии в компрессоре

?Т_{к о}^* = L_{к о}/1005 = 347806,49 /1005 = 346,07 (К)

Функция степени понижения давления в турбине

?_{т о} ^* = L_то /(1155· Т_{г о}^{* ·} ?^*_т ) = 347806,49 /(1155·1300· 0,91) = 0,25

где работа турбины L_то= L_{к о}.

Степень понижения давления в турбине

? _{т о}^*= (1/(1- ?_то ^* ))⁴ = (1/(1- 0,25 ))⁴ = 3,16

Полная температура газов на выходе из турбины

Т_то^*=Т_{г о}^*- L_то/1155 = 1300 -347806,49 /1155 = 998,86 (К)

Скоростная характеристика рассчитывается на заданной высоте полета Н для нескольких значений числа полета М_н от 0 до М_{н мах}.

Методика расчета скоростной характеристики приведена в таблице 3. В верхней части таблицы указывается заданная высота полета Н и выписываются из стандартной атмосферы Т_н и Р_н - соответственно статическая температура и статическое давление наружного воздуха (Таблица 2).

Таблица №2

Н , км	Тн , 0 К	Рн , Па
10	223	0,27 · 105

Далее подсчитываются значения:

- местной скорости звука а_н= 20,05_н = 20,05 ^.v223 = 299,34 (м/с)- относительного давления Р_н= Р_н/1,01325·10⁵ = 0,27·10⁵ /1,01325·10⁵ = 0,26

Расчет скоростной характеристики производится табличным способом построчно в следующей последовательности:

1. Скорость полета:

V= М_н ·а_н = 0·299,34 = 0

2. Полная температура воздуха на входе в компрессор:

Т_в^*= Т_н^*= Т_н(1+0,2 М²_н) = 223(1+0,2·0) = 223 (К)

3. Подогрев воздуха в компрессоре:

?Т_к ^* = ?Т_{к о} ^*= const = 346,07 (К)

4. Полная температура воздуха на выходе из компрессора:

Т_к ^* = Т_в ^*+ ?Т_к ^* = 223 + 346,07 = 569,07(К)

5. Полная температура газа на входе в турбину:

Т_г^*= Т_{г о}^*= const =1300(К)

6. Средняя изобарная теплоемкость газов при подводе тепла в камере сгорания С_{р ср} определяется из рис. 1 по значениям температур Т_к ^* и Т_г^*.

Рис. 1

7. Относительный расход топлива:

q_т=С_{р ср}·(Т_г^*- Т_к^*)/(Н_u· ?^*_т) = = 0,022

где Н_u=43 000кдж/кг - теплотворность топлива (керосина).

8. Коэффициент восстановления полного давления в системе скачков уплотнения ?_ск^* определяется из рис. 2 по значению числа полета М_н.

9. Коэффициент восстановления полного давления во входном устройстве:

?вх*= ?ск*· ?кан* = 10,95 = 0,95

10. Динамическая степень повышения давления:

?_д=(1+0,2 М_н²)^3,5· ?_вх^* = 0,95(1+0,2·0²) ^3,5 = 0,95

11. Функция степени повышения полного давления в компрессоре:

?к*0,286=(1+Lк·?к*/1005· Тв *) = 2,27

12. Степень повышения полного давления в компрессоре:

?_к^* =( ?_к^*0,286)^3,5 = ( 2,27 ) ^3,5 = 17,62

13. Общая степень повышения давления:

?_о= ?_д· ?_к^* = 0,95·17,62 = 16,74

14. Степень понижения полного давления газа в турбине:

?_т^*= ?_{т о}^*= const=3,16

15. Степень понижения давления газа в сопле:

?_с = ?_о · ?_кс^*/ ?_т^* = 16,74·0,95 /3,16= 5,03

16. Функция степени понижения давления газа в сопле:

v(1-1/ ?_с^0,25) = v(1-1/ 5,03^0,25) = 0,33

17. Полная температура газа на выходе из турбины:

Т_т^*= Т_{т о}^*= const=998,86 (К)

18. Скорость истечения газов из сопла:

С_с= ?_сv2310Т_т^* · v(1-1/ ?_с^0,25) = 0,975v2310·998,86 ·0,57 = 844,18 (м/с)

19. Удельная тяга:

R_уд= С_с-V = 488,73 - 0 = 844,18 (Н/кг)

20. Удельный расход топлива:

С_уд= 3600q_т/ R_уд = 3600 · 0,022/844,18 = 0,09 (кг/Нч)

21. Расход воздуха:

G_в= G_{в о} · Р_н· ?_о/ ?_{о о} = 50·0,26·16,74/11*0,95 = 20,82 (кг/с)

где ?_{о о}= ?_кан^*· ?_{к о}^* - общая степень повышения давления в двигателе на стенде.

22. Тяга:

R= R_уд· G_в = 488,73·20,82 = 17,57 (кН)

23. Часовой расход топлива:

G_т = C_уд· R = 0,09·17,57 = 1,58 (т/ч)

24. Эффективная работа:

L_е=(Сс ²-v² )/2 = (844,18² - 0²)/2 =356,31 (кДж/ч)

25. Эффективный КПД:

?_е=L_e/ q_т ·H_u = 356,31/ 0,022·43000 = 0,38

26. Тяговый КПД:

?_R= 2/(1+C_c/V) = 0

27. Общий КПД:

?_о= ?_е ·?_R = 0

Н=10 км; Т_н =223 К; Р_н=0,27 · 10⁵Па; а_н=299,34 м/с; Р_н=0,26

Таблица №3

№	Расчетные формулы	Размерность	Число полета Мн
			0	0,5	1,0	1,5	2,0	2,5	3,0	3,5	4,0
1	V=Мн·ан	м/с	0	149,67	299,34	449,01	598,68	748,35	898,02	1047,69	1197,36
2	(1+0,2 Мн2)	-	1	1,05	1,2	1,45	1,8	2,25	2,8	3,45	4,2
3	Тв*=Тн(1+0,2 Мн2)	К	223	234,15	267,6	323,35	401,4	501,75	624,4	769,35	936,6
4	? Тк*	К	346,07	346,07	346,07	346,07	346,07	346,07	346,07	346,07	346,07
5	Тк*= Тв*+ ? Тк*	К	569,07	580,22	613,67	669,42	747,47	847,82	970,47	1115,42	1282,67
6	Тr*	К	1300	1300	1300	1300	1300	1300	1300	1300	1300
7	Ср ср	кДж/(кг К)	1,21	1,21	1,22	1,23	1,24	1,25	1,26	1,28	1,3
8	(Тr- Тк*)	К	730,93	719,78	686,33	630,58	552,53	452,18	329,53	184,58	17,33
9	qт	-	0,022	0,022	0,021	0,02	0,017	0,014	0,011	0,006	0,0005
10	?ск*	-	1	1	1	0,95	0,9	0,76	0,6	0,45	0,35
11	?*= ?ск*· ?кан*	-	0,95	0,95	0,95	0,9	0,85	0,71	0,57	0,43	0,34
12	(1+0,2 Мн2)3,5	-	1	1,19	1,89	3,67	7,82	17,08	36,73	76,27	151,83
13	?д	-	0,95	1,13	1,79	3,3	6,65	12,13	20,92	32,77	51,61
14	?к*0,286	-	2,27	2,21	2,06	1,88	1,71	1,57	1,45	1,37	1,3
15	?к*=( ?к*0,286)3,5	-	17,62	16,04	12,55	9,11	6,54	4,85	3,67	3,01	2,51
16	?о= ?д· ?к*	-	16,74	18,13	22,46	30,06	43,49	58,83	76,77	98,63	129,54
17	?т*	-	3,16	3,16	3,16	3,16	3,16	3,16	3,16	3,16	3,16
18	?с = ?о?кс*/ ?т*	-	5,03	5,44	6,74	9,02	13,05	17,65	23,03	29,59	38,87
19	(1-1/ ?с0,25)	-	0,33	0,35	0,38	0,42	0,47	0,51	0,54	0,57	0,6
20	v(1-1/ ?с0,25)	-	0,57	0,59	0,62	0,65	0,69	0,71	0,73	0,75	0,77
21	Тт*	К	998,86	998,86	998,86	998,86	998,86	998,86	998,86	998,86	998,86
22	Сс	м/с	844,18	873,81	918,24	962,61	1021,91	1051,53	1081,15	1110,77	1140,39
23	Rуд= Сс- V	Н/кг	844,18	694,51	544,84	395,17	245,5	95,83	-53,84	-203,51	-353,18
24	Суд=3600 qт/ Rуд	кг/Н ч	0,09	0,11	0,14	0,18	0,25	0,52	-0,73	-0,11	-0,005
25	Gв= Gв о · Рн· ?о/ ?о	кг/с	20,82	22,55	27,94	37,39	54,1	73,18	95,5	122,7	161,15
26	R= Rуд· Gв	кН	17,57	15,66	15,22	15,01	13,28	7,01	-5,14	-24,97	-56,91
27	Gт = Cуд· R	т/ч	1,58	1,72	2,13	2,7	3,32	3,64	-3,75	2,75	0,28
28	Lе=(Сс 2-v2 )/2	кДж/ч	356,31	370,57	376,78	362,56	342,94	272,84	181,22	68,08	-66,59
29	?е	-	0,38	0,39	0,42	0,421	0,47	0,453	0,38	0,26	-
30	?R	-	0	0,29	0,49	0,64	0,74	0,83	0,91	0,97	1,03
31	?о= ? · ?R	-	0	0,11	0,21	0,27	0,35	0,38	0,34	0,25	-

2. Анализ скоростной характеристики ТРД

Скоростной характеристикой ТРД называется зависимость тяги R и удельного расхода топлива С_уд от числа полета М_н на постоянной высоте Н при принятом законе регулирования двигателя. При увеличении скорости полета тяга R после некоторого падения возрастает, а затем уменьшается и обращается в ноль, а удельный расход топлива С_уд непрерывно возрастает. Для объяснения такого характера изменения основных данных ТРД рассмотрим закономерности изменения в зависимости от скорости полета (числа полета М_н) основных определяющих параметров ТРД: динамической степени повышения давления, расхода воздуха, удельной тяги и т.д. При этом нужно иметь в виду, что по скоростной характеристике не изменяются параметры атмосферы: статическое давление Р_н , статическая температура Т_н и местная скорость звука а_н .

Динамическая степень повышения давления ввиду постоянства ?_кан^* зависит от числа полета М_н и коэффициента восстановления полного давления в системе скачков уплотнения ?_ск^* . Зависимость для различных систем скачков уплотнения показана на рис. 2. Здесь обозначения указывают на число скачков уплотнения: п - прямой, (к + п) - косой и прямой, (2к + п) - два косых и прямой, (3к + п) - три косых и прямой, ? - бесконечно большое.

При увеличении скорости полета из-за торможения потока происходит интенсивное сжатие воздуха во входном устройстве, сопровождаемое некоторыми потерями полного давления, определяемыми выбранной системой скачков уплотнения. Кратко влияние составляющих на ?_д можно показать на схеме: при ^М_н

Степень повышения полного давления в компрессоре зависит от величины полной температуры на входе в компрессор Т_в^* и определяется с учетом постоянства L_к и ?_к^*. При увеличении скорости полета из-за динамического сжатия потока происходит повышение Т_в^*, что приводит к уменьшению величины ?_к ^*. Эти изменения протекают по схеме:

при ^М_н >( 1 + 0,2 М_н ² ) ^> Т_в ^* ^> ? _к ^* v

Характер изменения ?_к^* в зависимости от числа полета М_н. Этот характер можно установить также из характеристики турбокомпрессора по перемещению режимной точки. При увеличении скорости полета приведенная частота вращения ротора n_пр=n_в^* уменьшается и режимная точка перемещается по линии рабочих режимов (ЛРР) вниз, что сопровождается уменьшением ?_к^*.

Общая степень повышения давления зависит от характера изменения ?_д, ?_к^*. Ввиду интенсивного возрастания динамической степени повышения давления при увеличении скорости полета общая степень повышения давления также будет возрастать. Схема происходящих изменений будет следующей:

при ^М_н > > ?_о

Изменение ?_о в зависимости от числа полета М_н. Здесь видно, что при увеличении скорости полета общая степень повышения давления ?_о возрастает медленнее, чем ?_д из-за некоторого падения ?_к^*.

Степень понижения давления в сопле ввиду постоянства ?_кс^* и ?_т^* будет изменяться также как и общая степень повышения давления, т.е. ?_с^*~ ?_о^*

Тогда при ^М_н > ?_о^*^> ?_с^*^. Изменение ?_с в зависимости от числа полета М_н.

Расход воздуха. Следует, что ввиду постоянства Р расход воздуха будет изменяться также, как и общая степень повышения давления, т.е. G_в ~ ?_о. Отсюда следует, что при увеличении скорости полета G_в непрерывно возрастает. Физически это объясняется увеличением плотности воздуха, проходящего через двигатель. Кратко происходящие при этом изменения можно показать на схеме :

при ^М_н > ? _о^> Р_г^*^> G_в^.

Зависимость G_в от числа полета М_н . Эта зависимость характерна тем, что вначале (при дозвуковых скоростях полета) G_в возрастает медленно, а затем (на сверхзвуковых скоростях полета) значительно быстрее.

Удельная тяга. Характер ее изменения определяется составляющими: скоростью истечения газа из сопла С_с и скоростью полета V.

С_с ~ ,

ввиду того, что коэффициент скорости сопла _с и температура газов за турбиной Т_т * не изменяются.

Тогда:

при ^М_н > ?_с^*^> (1-1/ ?_о^0,25) ^> С_с ^

Однако величина скорости С_с ограничена максимальным значением

С_{с мах} = _{с ,} соответствующем бесконечно большой степени понижения давления в сопле. Так при бесконечно большом значении числа полета М_н, ?_с также принимает бесконечно большое значение и выражение (1-1/ ? _о^0,25) будет равно 1. Скорость истечения газов из сопла при этом будет равна С_{с мах.}

Ввиду различного характера изменения С_с и V, рассматриваемые зависимости пересекаются при определенном числе полета М_н, называемым максимальным (М_{н мах}). На этой скорости полета С_с=V и R_уд=0. Вертикальные отрезки между зависимостями С_с=f(М_н) и V=f(М_н) представляют собой величину

удельной тяги. Соответствующее изменение R_уд в зависимости от числа полета М_н . Характер этого изменения таков, что при увеличении скорости полета удельная тяга непрерывно падает и при числе полета М_{н мах} обращается в ноль.

Тяга. Характер ее изменения по скорости полета определяется изменением составляющих: R_уд и G_в. Перемножая зависимости R_уд=f(М_н ) и G_в=f(М_н ), получим зависимость R=f(М_н ).

Такая закономерность изменения тяги объясняется следующим: при увеличении скорости полета тяга вначале несколько уменьшается (ввиду того, что темп уменьшения R_уд преобладает над темпом возрастания G_в), а затем увеличивается, ввиду резкого увеличения G_в. Однако, при числе полета М_н=М_{н мах} тяга обращается в нуль из-за равенства нулю R_уд, хотя расход воздуха при этом будет максимальным. Поэтому в этой области тяга резко уменьшается до нулевого значения.

Эффективный КПД характеризует эффективность работы тепловой машины ТРД. Изменение величины ?_е зависит в основном от двух определяющих параметров рабочего процесса: общей степени повышения давления ?_о= Р_к^*/Р_н и общей степени подогрева рабочего тела ?=Т_г^*/Т_н. Обозначено: ?_t - термический КПД цикла Брайтона, ?_р - КПД процесса расширения газа. Заметим, что по скоростной характеристике изменяется только ?_о, а величина ?_о остается постоянной и, следовательно, не оказывает влияния на ?_е . Если указать на приведенных зависимостях значения ?_о и ?_о, соответствующих меняющимся значениям числа полета М_н , то будет ясен характер изменения ?_е по скоростной характеристике. Так, при исходном значении ?_о=?^*_кан ?_к^* , соответствующем числу полета М_н=0, ТРД будет иметь вполне определенную величину ?_е .

Обычно исходное значение общей степени повышения давления соответствует условию:

1< ?_о < ?_о^' ,

где ?_о^' -- значение ?_о, при котором ?_е достигает максимума.

Тогда увеличение ?_о по скоростной характеристике приведет к виду зависимости ?_е=f(М_н ), т.е. при увеличении числа полета М_н ?_е вначале возрастает, затем убывает и при значении М_н=М_{н мах} обращается в нуль. В последней точке скоростной характеристики не работает тепловая машина ТРД, так как отсутствует подвод тепла в цикле (из-за высокой температуры нагрева рабочего тела при сжатии) и, соответственно, эффективная работа ТРД будет равна нулю.

Покажем, что при достижении числа полета М_{н мах} общая степень повышения давления принимает значение ?_{о мах}. Действительно, при достижении числа полета М_н=М_{н мах} удельная тяга обращается в нуль и С_с=V. Но тогда и эффективная работа L_e= , эффективный КПД ?_е также будут обращаться в ноль, что имеет место при достижении ?_{о мах}.

Тяговый КПД характеризует эффективность работы двигателя ТРД. Он учитывает потери кинетической энергии в двигателе ?L_{R =} R_уд² /2.

Проанализировав изменение потерь кинетической энергии, легко установить характер изменений . Так, при числе полета М_н=0 удельная тяга будет максимальной, следовательно, при максимальной величине ?L_R значение будет минимальным. При увеличении скорости полета потери кинетической энергии уменьшаются (из-за падения R_уд) и значение будет возрастать. Уточним значения в крайних точках скоростной характеристики.

При М_н=0, V=0 и . В этом случае вся величина эффективной работы L_е = будет представлять собой потери кинетической энергии

?L_R = = .

Тогда эффективность работы двигателя ТРД будет равна нулю, ввиду того, что отсутствует перемещение самолета и тяговая работа обращается в ноль.

При

М_н=М_{н мах} R_уд=0, ?L_R=0 и .

Изменение в зависимости от числа полета М_н. Из этой зависимости видно, что с увеличением скорости полета

эффективность работы движителя ТРД непрерывно возрастает. Наибольшие значения принимает вблизи величины М_{н мах}, но при этом нужно иметь в виду, что величина преобразовываемой эффективной работы L_е будет небольшая.

Общий КПД характеризует эффективность преобразования энергии во всем ТРД и определяется изменением составляющих: и . Ввиду того, что общий КПД · , то искомую зависимость можно получить перемножением зависимостей = f(М_н ) и = f(М_н ). Поясним характер полученной зависимости = f(М_н ).

Так как при числе полета М_н = 0, , то и . Так как при числе полета М_н = М_{н мах}, , то и . Таким образом, с увеличением скорости полета возрастает до максимального значения, а затем убывает. Число полета М_н, соответствующее максимальному значению , называется экономическим (М_{н эк.}). Таким образом, в крайних точках скоростной характеристики эффективность преобразования энергии в ТРД равна нулю. Это объясняется тем, что при числе полета М_н=0 не работает движитель, а при числе полета М_н=М_{н мах} не работает тепловая машина ТРД.Удельный расход топлива показывает, сколько килограмм топлива расходуется на создание тяги в течение 1 часа. Характер изменения С_уд по скоростной характеристике можно выявить методом приближения, используя связь его с общим КПД.1-е приближение:

Предположим, что при изменении скорости полета общий КПД не меняется и численно равен среднему значению ?_о'. В этом случае зависимость удельного расхода топлива от числа полета М_н будет прямо пропорциональной. Обозначим этот удельный расход топлива через С_уд? и в частности получим, что при М_н= 0 С_уд?=0

2-е приближение:

Уточним зависимость С_уд= f (М_н ) с учетом действительного характера изменения . На полученной мнимой зависимости С?_уд= f (М_н ) только в двух точках (при числах полета М_н? и М_н??) значения удельного расхода топлива будут

соответствовать истинным значениям. На участках А и В значения С_уд занижены. Так как действительные значения будут меньшими, чем ?_о', то действительные значения С_уд по сравнению с С_уд? увеличатся. На участке В (при М_н?< М_н< М_н??) значения С_уд, наоборот, завышены. Так как действительные значения будут большими, чем ?_о', то действительные значения сравнению с С_уд? увеличатся. На участке В (при М_н?< М_н< М_н??) значения С_уд по сравнению с С_уд? уменьшатся. В итоге получается типичная зависимость С_уд= f (М_н ).Определим значение С_уд в крайних точках скоростной характеристики.

При М_н = 0, ?_о=0 и V=0. Дается неопределенность типа 0/0. Раскрывая эту неопределенность для условий стенда (Н=0, М_н=0), получим соответствующие значения удельного расхода топлива

С_уд = ~ ,

где С_со - скорость истечения газа из сопла на стенде, ?_со - эффективный КПД на стенде.

При М_н = М_{н мах} , ?_е=0, но V?0. В этом случае значение С_уд стремится к бесконечности.

Физический смысл возрастания С_уд по скоростной характеристике заключается в следующем: при увеличении скорости полета растет тяговая работа каждой единицы тяги, поэтому по закону сохранения энергии в ТРД должно вносится большее количество тепла. Ввиду того, что С_уд представляет собой отношение величины подводимой в ТРД энергии к единице силы тяги, сам факт возрастания С_уд при увеличении скорости полета не указывает на ухудшение экономичности работы двигателя. Критерием экономичности работы ТРД является только общий КПД, так как он представляет собой отношение энергий - полезной к подводимой. Из скоростной характеристики следует, что наилучшая экономичность работы ТРД достигается при экономических числах полета М_{н эк.} = 2,2…2,6.

Рис. 4



Рис. 5

Рис. 6

с. 3

Рис. 3

турбореактивный двигатель турбина скоростной

Заключение

Летные характеристики ТРД являются одним из видов эксплуатационных характеристик и состоят из скоростных и высотных характеристик. Они позволяют произвести оценку эксплуатационных свойств ТРД при различных условиях полета и на различных режимах его работы.

В виду этого знание летных характеристик двигателя является весьма важным для летной эксплуатации. Тяга, создаваемая ТРД на определенной скорости и высоте полета, представляет собой располагаемую тягу самолета. Использование этой тяги совместно с потребляемой тягой, определяемой аэродинамическим сопротивлением самолета, позволяет определять его летно-тактические данные: наивыгоднейшие режимы полета, характеристики разгона и торможения, высотность, дальность и продолжительность полета и т.д. Помимо этого определяется необходимая степень дросселирования двигателя для осуществления горизонтального полета с заданной скоростью.

Список использованной литературы

1. Терещенко Ю.М. „ Теория авиационных газотурбинных двигателей ”, Киев, НАУ, 2010г.

2. Вагин А.Н., Неспела А.Н. “Теория авиадвигателей”, ч.2,”Воениздат”, 2009г.

3. Ливинский С.И. “Теория авиадвигателей ” изд. “Машиностроение”, 1982г.

4. Маслеников М.М., Шамман Ю.И. “Авиационные газотурбинные двигатели”

5. Холщевников К.В. “Теория и расчет авиационных лопаточных машин”,

“ Машиностроение ”, 2011г.

Размещено на Allbest.ru