Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124
Контрольная работа - Транспорт, логистика
Другие контрольные работы по предмету Транспорт, логистика
?а и от положения дросселя. Обычно эта зависимость (для наглядности) задается графически в виде сетки кривых Р(М,Н) или P(V,H) для различных положений дросселя или аналитически.
В основе всех методов аэродинамического расчета лежит сопоставление значения какого-либо параметра, потребного для осуществления выбранного режима полета, со значением этого же параметра, которое обеспечивает двигатель, т.е. располагаемой величиной параметра. Очевидно, равенство потребной и располагаемой величин выбранного параметра является условием установившегося движения. В качестве параметра можно выбрать, например, силу тяги или мощность, развиваемую двигателем, расход топлива и др.
Метод аэродинамического расчета, основанный на сравнении величин потребной и располагаемой тяг (метод тяг), построенный Н.Е.Жуковским, - основной метод аэродинамического расчета.
В методе тяг условием установившегося полета является равенство потребной и располагаемой сил тяги.
Таблица 1 Исходные данные на самолёт Ан-124
Наименование параметровОбозначение, размерностьЧисловое значениеСтрана
Экипаж
Число мест пассажиров
nж
nпасСССР
6
-Размах крыла
Площадь крыла
Стреловидность крыла
Относительная толщина крыла: корн. / концев.
Диаметр фюзеляжаl, м
S, м2
?0,25, град
Dф, м73,3
628
30
0,14 / 0,10
8,7Число и тип двигателей
Взлётная тяга одного двигателя
Взлётная мощность одного двигателяnдв
Ро, даН
Nо, кВт4, ТРДД
23450
-Взлетная масса самолёта
Масса пустого снаряженного самолёта
Платная нагрузка
Запас топливаmо, кг
mп.сн., кг
mпл, кг
mт, кг405000
25000
150000
230000Дальность полёта
Крейсерская скорость
Крейсерская высота полёта
Скорость при заходе на посадку
Длина взлётной дорожки
Длина посадочной дорожкиL, км
Vкрейс, км/ч
H, км
Vзах, км/ч
Iвзл, м
Iпос, м4500
800
11
200
2400
2400
Таблица 2 Величины стандартной атмосферы
Геометрическая высота Н, мАтмосферное давление Рн, Н/мТемпература Тн, КПлотность ?н, кг/м3Скорость звука ан, м/с0103323,0288,151,2492340,28200081065,0275,141,0265332,52400062782,0262,130,8356324,56600048144,0249,130,6732316,41800036351,0236,140,5363308,051100023137,0216,660,3720295,07
- Расчет потребных тяг
Для горизонтального установившегося полета без крена и скольжения при условий, что угол ? + ? мал, имеем следующую систему уравнений
Р = Х, Y = mg . (1.5)
Из первого уравнения, являющегося условием постоянства скорости, следует, что в горизонтальном установившемся полете тяга равна лобовому сопротивлению и называется потребной тягой Рn = X . Второе уравнение системы (1.5) - условие постоянства высоты полета.
Итак, потребная тяга определяется силой лобового сопротивления для установившегося горизонтального полета на высоте Н и может быть вычислена по формулам
или
; (1.6)
, (1.7)
где сх - коэффициент аэродинамического сопротивления, берется с графика крейсерских поляр, полученных в РГЗ по аэродинамике для соответствующего числа М и режима полета, определяемого значением су . Последнее определяется по формуле (1.7) и зависит от полетной массы самолета , скорости М и высоты полета Н через плотность воздуха ?Н и скорость звука аН.
Все расчеты сводим в таблицу.
Таблица 3 Расчет потребных тяг
М0,30,40,60,70,750,80,850,90,95Н = 0су0,970,5460,240,170,150,140,120,10,097сх0,0360,0120,0170,0190,0230,040,0630,090,139Рпотр (Н)147303872312811384435946085801134000208372535721005687536Н = 2000мсу1,2370,6960,310,230,20,170,150,140,12сх0,070,020,0190,0210,0250,0420,0660,0950,144Рпотр (Н)224527114052243261362387496125980576174636026932504762800Н = 4000мсу1,5950,8970,40,30,260,220,20,180,16сх0,130,030,0220,0230,0280,0460,0710,1020,155Рпотр (Н)323492132595218295304290427431829882140899522491003844969Н = 6000мсу2,081,170,520,40,330,30,260,230,21сх0,210,0750,0280,030,0330,0530,0790,1090,169Рпотр (Н)400716254423213715297675396900701190120596518809613194100Н = 8000мсу2,751,550,70,50,440,40,340,310,27сх0,320,140,0420,0360,0420,0640,090,1250,192Рпотр (Н)461847358491238140285768378859635040105061816004032822400Н = 11000мсу4,342,431,080,80,70,610,540,480,43сх0,6910,350,110,0530,0760,0980,1280,1740Рпотр (Н)55785457166740425026294643092063764394080014387630
Графики зависимости потребных тяг от числа М приведены в приложении А.
- 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 Тф = 2000 К;
- коэффициент, учитывающий уменьшение тяги двигателей вследствие потерь скоростного напора во входных устройствах ?В3 = 0,97;
- коэффициент, учитывающий изменение тяги двигателей в зависимости от режима его работы (от степени дросселирования) ?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, РН атмосферное давление у земли и расчетной высоте;
Т0, ТН температура воздуха у земли и на расчетной высоте.
К