Расчет аэродинамики самолета Ан-74

    

.

    1.2. Розрахунок та побудова польотних поляр

    Порядок розрахунку

1. Для заданих  висот визначаються значення густини  повітря  і швидкості звука а (дані беруться з таблиці [7]) та виконується розрахунок коефіцієнту А:

, [-],

де  S – площа крила. Отримані дані заносяться в табл. 1.1.

2. При кожному числі М, при яких побудована залежність , обчислюють для кожної заданої висоти та середньої маси m_ср величину потрібного коефіцієнту підйомної сили та заносять в табл. 1.1:

,  [-].

Таблиця 1.1

Значення  коефіцієнтів

, потрібних для горизонтального польоту, на різних висотах та різних числах М:

    3. На підставі даних табл. 1.1 на кожній кривій відмічають точки, відповідні отриманим значенням для кожної висоти, а потім з’єднують їх плавною кривою. В результаті виходять польотні поляри. Типові польотні поляри для літака Ан-74 наведені на рис. Д3.1.

    Примітка: для деяких типів ПС можливо, що на великих висотах при m_ср та малих числах М будуть отримані значення , що перевищують значення, наведені у вихідній залежності . Якщо ці значення не перевищують для даного типу ПС, то необхідно, використовуючи лекало, та екстраполювати залежність до на полярі, що має найменше значення числа М.

1.3. Розрахунок та  побудова кривих  потрібних тяг  (потужностей)

    Для розрахунку швидкостей сталого горизонтального  польоту використовується графоаналітичний метод – спроще-ний метод тяг (потужностей).

    Метод тяг використовується, якщо на літаку установлені ТРД.

    Для літаків з турбогвинтовими (поршневими) двигунами доцільно використовувати  метод потужностей.

    Криві потрібних тяг (потужностей) розраховуються для висот, на яких побудовані польотні поляри (незалежно від типу літака та значення розрахункової висоти польоту Н_р).

    Порядок розрахунку:

1. Виконується розрахунок найменшої теоретичної  швидкості горизонтального польоту. Так, для Н=0 м найменша швидкість горизонтального польоту (швидкість звалювання) буде визначитися за значенням

,  [м/с],

де  – береться за полярою для найменшого значення числа М.

[м/с].

    Значення  максимальної швидкості визначається за максимальним числом М_mах, для якого ще задана залежність .

, [м/с],

де  – швидкість звуку для висоти Н [м].

, [м/с].

    Таким чином, буде отримано діапазон зміни  справжньої швидкості горизонтального  польоту для заданої маси літака .

    Отриманий діапазон зміни справжньої швидкості (від  до ) доцільно розбити на частини з інтервалом зміни швидкості 10 30 м/с. Причому, менше значення швидкості береться у діапазоні від до середнього значення швидкості

, [м/с]

=187,17[м/с].

      Приймаємо:

    2. На розрахунковій висоті обчислюють значення коефіцієнту А₁

,  [м²/с²]

[м²/с²].

    Для кожного значення дійсної швидкості  обчислити величину потрібного коефіцієнту підйомної сили

, [-].

Результати  розрахунків зводяться в табл. 1.2.

    3. Для отриманих значень за польотною полярою визначити відповідне значення коефіцієнту лобового опору . Результати занести в табл. 1.2.

    4. Обчислити значення аеродинамічної якості

    

,  [-].

    5. Підрахувати потрібну тягу

    

, [H].

    6. Для літаків, обладнаних поршневими (турбогвинтовими) двигунами, підрахувати потрібну потужність

.[Bт].

    7. Криві потрібних тяг (потужностей) зазвичай будуються у залежності від істинної швидкості, взятої в “км/год”. Тому швидкість, отриману в П.1, необхідно перевести в “км/год” шляхом помноження на коефіцієнт 3,6.

Таблиця 1.2

Характеристики  горизонтального польоту літака (Н=0, m_ср=27600кг)