Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124 — страница 5

  • Просмотров 880
  • Скачиваний 12
  • Размер файла 143
    Кб

высоте полета: ; (1.10) где Р0, РН – атмосферное давление у земли и расчетной высоте; Т0, ТН – 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. 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 Vmin теор , , (1.13) где СУ 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 Нi. Практически на Vmin теор летать нельзя, так как любая ошибка в

пилотировании или вертикальный порыв ветра, увеличивающий угол атаки, могут привести к сваливанию из-за резкого уменьшения су на закритических углах атаки. Вычисляем для каждой высоты полета Мmin и Vmin, полученные значения Мmin и Vmin сведем в таблицу. Таблица 5 – Минимальная скорость полета Н,м 0 2000 4000 6000 8000 11000 Мmin 0,31 0,35 0,4 0,45 0,52 0,65 Vmin 104,9 115,7 128,3 142,9 160,1 192,2 1.3.2 Наивыгоднейшая скорость горизонтального установившегося полета Vнв (Мнв)

Наивыгоднейшая скорость полета реализуется при Кmax ~ Рn min = m·g/Кmax. В свою очередь Кmax реализуется при полете с су = су нВ Наивыгоднейшую скорость полета определяем по графикам кривых потребных тяг (см. приложение А). Данные сводим в таблицу. Таблица 6 – Наивыгоднейшая скорость полета Н,м 0 2000 4000 6000 8000 11000 Мнв 0,39 0,41 0,45 0,53 0,60 0,69 Vнв 132,9 136,3 146,1 167,7 184,8 203,6 1.3.3 Крейсерская скорость горизонтального установившегося полета Vкр (Мкр) Эта

характерная точка получается проведением прямой из начала координат касательной к кривой Рn. Точка касания соответствует крейсерской скорости установившегося горизонтального полёта Vкр. Таблица 7 – Крейсерская скорость полета Н,м 0 2000 4000 6000 8000 11000 Мкр 0,62 0,65 0,67 0,71 0,74 0,82 1.3.4 Максимальная скорость горизонтального установившегося полета Vmax (Мmax) Точки пересечения кривых потребной и располагаемой тяг будут соответствовать режиму