В компании не испытывали особого энтузиазма по поводу реактивного проекта, но полагали, что контракт на производство дозаправщика для ВВС США будет разделён между двумя компаниями (как это  бывало в прошлом). В мае 1954, ВВС  США направила техническое задание на создание 800 реактивных заправщиков в компании Боинг, Дуглас, Конвэйр, Фэйрчайлд, Локхид и Мартин. На тот момент Боинг был готов запустить в воздух первый прототип в течение двух месяцев. До конца года ВВС США заказала первый (из 808 в конечном итоге) дозаправщиков Боинг КС-135. Кроме возможности осуществить поставку дозаправщиков в короткие сроки, Боинг, так же являлся компанией, которая произвела систему дозаправки в воздухе для самолётов прошлой модели КС-97, таким образом разработка КС-135 была беспроигрышным ходом.

     Уже через четыре месяца после распространения  тех. задания, ВВС США заказали Боингу 29 КС-135. Дональд Дуглас был шокирован  быстротой решения, поскольку как  он говорил, конкурирующие компании не имели возможности даже предоставить свои предложения, и подал безуспешный протест в Вашингтон. В последующие годы ВВС США закупили исключительно у Боинга более 800 стратегических воздушных дозаправщиков.

     Начиная проект DC-8, Дуглас решил что сдаваться  не стоит. Консультации с авиакомпаниями-перевозчиками вылились в ряд изменений: фюзеляж был расширен на 380 мм, чтобы позволить поместить 6 кресел в один ряд. Это повлекло увеличение площади крыльев и хвостового оперения, а также к удлинению фюзеляжа. Стоимость программы была невообразима, на тот момент это было самым дорогостоящим предприятием когда-либо предпринятым компанией-одиночкой. Дональд Дуглас выложил 450 миллионов долларов из собственного кармана.

     Официально DC-8 был представлен в июле 1955. Для начала представлены были четыре модификации, все на основе одного планера длиной 45,9 м, с размахом крыла 43 м, но с разными двигателями и объёмом топливных баков, и с максимальной массой между 120 и 130 тоннами. Певый полёт был запланирован на декабрь 1957 г, а ввод в коммерческую эксплуатацию в 1959. Хорошо понимая своё отставание от Боинга, Дуглас начал широкомасштабную маркетинговую компанию. 
 
 
 
 
 

     Модификации фюзеляжа 

     Несмотря  на большое количество ранних модификаций DC-8, все они основывались на одном  планере и различались двигателями, массой и мелкими деталями. Боинг 707, напротив, поставлялся в различных вариантах длины фюзеляжа: изначальная 44 м у 707—120, модификация 41 м пожертвовавшей длиной ради увеличенной дальности и удлинённым 707—320, который при длине 46,5 м имел салон на три метра длиннее чем DC-8. Дуглас упорно отказывались выпускать удлененный или укороченный вариант DC-8 и постепенно теряли долю на рынке, уступая Боингу. После блестящего старта, к 1962 продажи DC-8 снизились до 26 экземпляров, и далее до 21 в 1963, 14 в 1964, и большая часть этих самолётов являлись модификацией Джет Трейдер (Jet Trader), а не более престижной пассажирской модификацией. Несмотря на приличные продажи DC-8 и прекрасные результаты программы DC-9, в 1967 Дуглас был вынужден принять слияние с Макдоннел Эйркрафт Корпорэйшн и превратиться в Макдоннел Дуглас (MDC).

     В апреле 1965 г. Дуглас с запозданием  объявил о выпуске удлинённой версии DC-8, и не одной а трёх новых  моделей, известных как Супер  Сикстиз (Super Sixties). Программа выпуска DC-8 оказалась под угрозой закрытия, учитывая что продано было менее 300 самолётов, но Супер Сикстиз прибавили к ней интереса. К моменту окончания производства в 1972 г., было выпущено 262 удлинённых DC-8. Имея 169 посадочных мест, DC-8 стал самым большим авиалайнером на рынке, и оставался таковым до выпуска Боинга 747 в 1970. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

     Основные  технические данные  DC-8

     

 

     

     Рисунок 4 – Схема самолета

2 Проектный термогазодинамический  расчет двигателя

2.1 Входное устройство

Так как  поток в воздухозаборнике энергоизолированный, полные значения температуры не меняются: 

       К.

     Приступим к определению степени повышения давления в во входном устройстве от скоростного напора при изоэнтропическом торможении.

     

В сечении перед компрессором определим полное давление.

       кПа       

2.2 Компрессор наружного контура

     Рассчитаем  работу каскада компрессора наружного  контура в зависимости от полной температуры воздушного потока перед  ним от его степени повышения давления.

     

     Полная  температура за компрессором наружного  контура определяется из уравнения  энергии в зависимости от температуры  перед ним и работы компрессора.

       К

     Полное  давление определим по следующей  формуле

       кПа

2.3 Компрессор внутреннего контура

 

     Найдем  работу совершаемую вентилятором во внутреннем контуре: 

     Отыщем полную температуру во внутреннем контуре:

  

     Рассчитаем  полное давление во внутреннем контуре

2.4 Компрессор высокого давления

       кПа

     Работу  компрессора низкого давления определим  по тому же уравнению, что и работу компрессора наружного контура.

     

     Полную  температуру и полное давление определим, так же, как и ранее:

     

2.5 Камера сгорания

     Определим относительный расход топлива q_т через камеру сгорания двигателя. Для этого воспользуемся программой “Расчёт относительного расхода топлива в основной камере сгорания ГТД”, разработанной на кафедре теории двигателей летательных аппаратов.

     

     Давление  в сечении Г за камерой сгорания вычисляется по формуле

       кПа

     Определим коэффициенты изменения массы воздуха  между сечениями В и Г.

     В общем случае:

      , где:

       – относительный расход воздуха на охлаждение турбины НД;

       – относительный расход воздуха на охлаждение сопла;

       – утечки воздуха;

       – относительный расход воздуха, идущий на самолетные нужды (кондиционирование кабины, обогрев крыла и т. д.).

     В наших дальнейших расчетах не будем  учитывать отбор воздуха на самолетные нужды , на охлаждение сопла , а также утечки , тогда:

     

     Тогда коэффициенты изменения массы рабочего тела  между соответствующими сечениями определяются так:

       

2.6 Турбина высокого давления

     Работа  каскада турбины высокого давления вычисляется по уравнению баланса  мощности компрессора ВД и турбины  ВД.

     

     Отсюда:

     

     Полная  температура газа за ТВД и степень  понижения давления ТВД вычисляются  по температуре газа перед каскадом турбины и величине его работы.

      K

     

     Отсюда:

     

     Давление  за турбиной высокого давления определим  следующим образом:

       Па 

2.7 Турбина низкого давления

     Для турбокомпрессора НД уравнение баланса  мощности имеет вид

     

     Так вентилятор дует на два контура, то возникают две работы. Поэтому работу турбины находим по следующей формуле:

     

     Полная  температура газа за ТНД, степень  понижения давления ТНД, а также  давление за ТНД вычисляются так  же, как и в турбине высокого давления:

     

     

       К

       Па

2.8 Реактивное сопло

     Найдём  располагаемую степень понижения  давления газа в сопле:

     

     Скорость  истечения газа из сопла будем определять по следующей формуле:

     

     Итак:

     

     Температуру за соплом определим по следующей  формуле:

        К

     Посчитаем коэффициент изменения массы газа в сечении С:

     

     Перейдем  к нахождению располагаемой степени понижения давления в сопле наружного контура двигателя, скорость истечения из сопла, а также температуру за соплом. Все вычисления, кроме располагаемой степени понижения давления, производятся аналогичным образом.

      ,

     где σ_КАН – коэффициент восстановления давления в наружном канале

     

     

     

     

2.9 Определение удельных параметров

     Определим удельные параметры двигателя.

     Сначала вычислим удельную тягу внутреннего  Р_УДI и наружного Р_УДII контура, по следующим формулам.

     

     Удельную  тягу движителя Р_УД определим по следующей формуле

     

     Значение  удельной тяги двигателя в расчете  на 1 кг рабочего тела, проходящего через  внутренний контур можно определить по следующей формуле.

     

     Суммарную тягу и определим через суммарный  расход воздуха:

     

     Удельный  расход топлива определим следующим  образом:

     

2.10 Определение погрешности

     Сравним результаты, полученные в Астре ПР-А и те, которые мы получили в результате ручного расчета.

     

       
 
 
 
 

     3 ОСНОВНЫЕ ЗАКОНОМЕРНОСТИ ИЗМЕНЕНИЯ УДЕЛЬНЫХ ПАРАМЕТРОВ ПРОЕКТИРУЕМОГО ДВИГАТЕЛЯ

     В данном разделе мы отследим зависимость  удельных параметров двигателя

3.1 Зависимость удельной тяги и удельного расхода топлива от температуры газа перед турбиной

Рисунок 5 – График зависимости Руд от Тг* 

     Зависимость удельной тяги от температуры газа перед турбиной.

     Рассмотрим  влияние температуры газа перед  турбиной на удельные параметры двигателя  при условии, что суммарная степень  повышения давления и другие параметры останутся постоянной величиной.

     С повышением температуры газа перед  турбиной возрастает работа цикла, что  и оказывает определяющее влияние  на тягу: она повышается вследствие увеличения количества тепла, подведенного к рабочему телу.