148041 (Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124), страница 2

Все расчеты сводим в таблицу.

Таблица 3 – Расчет потребных тяг

Графики зависимости потребных тяг от числа М приведены в приложении А.

1. Расчет располагаемых тяг

Тяга газотурбинного двигателя изменяется по высоте полета и скорости в зависимости от режима его работы и степени форсирования. Необходимо так же учесть уменьшение тяги за счет потерь скоростного напора в воздухозаборнике двигателя. Эти потери зависят от типа воздухозаборника (лобовой, боковой, длинный, короткий и др.), а на сверхзвуковых скоростях от чисел М и количества скачков уплотнения на входе. С учетом этих замечаний располагаемую тягу двигателей, установленных на самолете и работающих на расчетных высоте и скорости, можно представить так:

(1.8)

Исходные данные для расчета:

• паспортная тяга всех двигателей Р₀ = 93800;

• степень двухконтурности двигателей m = 8,0 ;

• температура в форсажной камере Т_ф = 2000 К;

• коэффициент, учитывающий уменьшение тяги двигателей вследствие потерь скоростного напора во входных устройствах ξ_В3 = 0,97;

• коэффициент, учитывающий изменение тяги двигателей в зависимости от режима его работы (от степени дросселирования) ξ_ДР = 0,72.

Расчетные формулы:

Коэффициент, учитывающий изменение тяги по скорости полета М и степени двухконтурности двигателей m:

; (1.9)

Коэффициент, учитывающий изменение тяги двигателей по высоте полета:

; (1.10)

где Р₀, Р_Н – атмосферное давление у земли и расчетной высоте;

Т₀, Т_Н – температура воздуха у земли и на расчетной высоте.

Коэффициент, учитывающий увеличение тяги двигателя вследствие его форсирования:

; (1.11)

располагаема тяга двигателей:

(1.12)

Все расчеты сведем в таблицу.

Таблица 4 – Расчет располагаемых тяг

Графики располагаемых тяг приведены в приложении А.

1. Определение летно-технических характеристик самолета

Используя построенные зависимости потребных и располагаемых тяг для горизонтального установившегося полета определяем ЛТХ самолета для каждой высоты полета.

1.3.1 Минимальная теоретическая скорость установившегося горизонтального полета V_{min теор}

, , (1.13)

где С_{У max} = – коэффициент подъемной силы, соответствующий критическому углу атаки.

Таким образом, эта скорость, при которой подъёмная сила ещё может уравновесить силу веса самолета на заданной высоте Н_i. Практически на V_{min теор} летать нельзя, так как любая ошибка в пилотировании или вертикальный порыв ветра, увеличивающий угол атаки, могут привести к сваливанию из-за резкого уменьшения с_у на закритических углах атаки.

Вычисляем для каждой высоты полета М_min и V_min, полученные значения М_min и V_min сведем в таблицу.