Контрольная работа: Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124

Все расчеты сводим в таблицу.

Таблица 3 – Расчет потребных тяг

М		0,3	0,4	0,6	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9	0,95
Н = 0	су	0,97	0,546	0,24	0,17	0,15	0,14	0,12	0,1	0,097
	сх	0,036	0,012	0,017	0,019	0,023	0,04	0,063	0,09	0,139
	Рпотр (Н)	147303	87231	281138	443594	608580	1134000	2083725	3572100	5687536
Н = 2000м	су	1,237	0,696	0,31	0,23	0,2	0,17	0,15	0,14	0,12
	сх	0,07	0,02	0,019	0,021	0,025	0,042	0,066	0,095	0,144
	Рпотр (Н)	224527	114052	243261	362387	496125	980576	1746360	2693250	4762800
Н = 4000м	су	1,595	0,897	0,4	0,3	0,26	0,22	0,2	0,18	0,16
	сх	0,13	0,03	0,022	0,023	0,028	0,046	0,071	0,102	0,155
	Рпотр (Н)	323492	132595	218295	304290	427431	829882	1408995	2249100	3844969
Н = 6000м	су	2,08	1,17	0,52	0,4	0,33	0,3	0,26	0,23	0,21
	сх	0,21	0,075	0,028	0,03	0,033	0,053	0,079	0,109	0,169
	Рпотр (Н)	400716	254423	213715	297675	396900	701190	1205965	1880961	3194100
Н = 8000м	су	2,75	1,55	0,7	0,5	0,44	0,4	0,34	0,31	0,27
	сх	0,32	0,14	0,042	0,036	0,042	0,064	0,09	0,125	0,192
	Рпотр (Н)	461847	358491	238140	285768	378859	635040	1050618	1600403	2822400
Н = 11000м	су	4,34	2,43	1,08	0,8	0,7	0,61	0,54	0,48	0,43
	сх	0,691	0,35	0,11	0,053	0,076	0,098	0,128	0,174	0
	Рпотр (Н)	557854	571667	404250	262946	430920	637643	940800	1438763	0

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

1.2 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

М			0,3	0,4	0,6	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9	0,95
Н,м	ξН	ξV	0,722	0,653	0,551	0,518	0,507	0,498	0,492	0,489	0,489
		ξФ	1,711	1,734	1,790	1,822	1,840	1,859	1,878	1,898	1,918
0	1	Р,Н	80751	74042	64538	61810	60975	60502	60402	60686	61338
2000м	0,927	Р,Н	74824	68608	59801	57273	56499	56061	55969	56232	56836
4000м	0,855	Р,Н	69070	63360	55211	52878	52166	51727	51673	51914	52473
6000м	0,787	Р,Н	63523	58272	50777	58630	47977	47601	47524	47745	48260
8000м	0,703	Р,Н	56757	52066	45369	43451	42867	42532	42463	42660	43120
11000м	0,625	Р,Н	50468	46297	40342	38636	38117	37817	37757	37933	38342

Графики располагаемых тяг приведены в приложении А.

1.3 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.