Р = Х, Y = m·g . (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 ρН и скорость звука аН.
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
1,237
0,696
0,31
0,23
0,2
0,07
0,02
0,021
0,025
0,042
0,066
0,095
0,144
224527
114052
243261
362387
496125
980576
1746360
2693250
4762800
Н = 4000м
1,595
0,897
0,26
0,22
0,18
0,16
0,13
0,03
0,022
0,028
0,046
0,071
0,102
0,155
323492
132595
218295
304290
427431
829882
1408995
2249100
3844969
Н = 6000м
2,08
1,17
0,52
0,33
0,21
0,075
0,033
0,053
0,079
0,109
0,169
400716
254423
213715
297675
396900
701190
1205965
1880961
3194100
Н = 8000м
2,75
1,55
0,5
0,44
0,34
0,27
0,32
0,064
0,125
0,192
461847
358491
238140
285768
378859
635040
1050618
1600403
2822400
Н = 11000м
4,34
2,43
1,08
0,61
0,54
0,48
0,43
0,691
0,35
0,11
0,076
0,098
0,128
0,174
0
557854
571667
404250
262946
430920
637643
940800
1438763
Графики зависимости потребных тяг от числа М приведены в приложении А.
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 ξВ3 = 0,97;
· коэффициент, учитывающий изменение тяги двигателей в зависимости от режима его работы (от степени дросселирования) ξДР = 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.
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
Н,м
ξН
ξV
0,722
0,653
0,551
0,518
0,507
0,498
0,492
0,489
ξФ
1,711
1,734
1,790
1,822
1,840
1,859
1,878
1,898
1,918
1
Р,Н
80751
74042
64538
61810
60975
60502
60402
60686
61338
2000м
0,927
74824
68608
59801
57273
56499
56061
55969
56232
56836
4000м
0,855
69070
63360
55211
52878
52166
51727
51673
51914
52473
6000м
0,787
63523
58272
50777
58630
47977
47601
47524
47745
48260
8000м
0,703
56757
52066
45369
43451
42867
42532
42463
42660
43120
11000м
0,625
50468
46297
40342
38636
38117
37817
37757
37933
38342
Страницы: 1, 2, 3
