2015-10-13
589
Сначала определим плечо силы тяги. Согласно рис.33 на стр.113 расстояние от оси колеса шасси до оси фюзеляжа в вывешенном состоянии (то есть обжатие амортизатора=0) = 320,2 см, расстояние от оси фюзеляжа до оси среднего двигателя = 64 см, а радиус колеса шасси согласно РТЭ 32.00.00 стр.1 - 46,5 см. Тогда получаем предварительно расстояние от земли до оси двигателя =320,2+46,5+64=430,7 см. Для определения плеча силы тяги относительно центра тяжести самолета эту величину нужно уменьшить на величину обжатия пневматика, амортизаторов основного шасси и высоту центра тяжести самолета относительно земли.
Учитывая что согласно рис.33 на стр. 113 база шасси составляет 15 метров и согласно определенному здесь в п.5.2.1 плечу реакции опор от главных стоек равному 1,37 м - на главные стойки из суммарной силы опирания шасси на бетон определенной здесь в п.5.5.1 будет приходиться нагрузка в размере 34000*(15-1,37)/15))=30900 кгс. Учитывая что на каждое колесо приходится 30900/8=3900 кгс нагрузки, а давление воздуха в пневматике согласно РТЭ 32.40.00 стр.205 - 9 кгс/см2, то площадь пятна контакта одного колеса составит 3900/9=433 см2. Что при ширине колеса 30,5 см даст хорду площади пятна контакта 433/30,5=14 см. Откуда при радиусе колеса 46,5 см обжатие пневматика будет незначительно и составит 0,5 см.
Обжатие амортизатора согласно РТЭ 32.10.00 стр.204 для нагрузки 34000 кгс
составит около 26 см. Тогда уменьшая ранее найденное значение 430,7 см на 0,5 и 26 см и на высоту центра тяжести самолета относительно земли 298 см (это есть ранее определенное плечо силы торможения) получим плечо силы тяги бокового двигателя относительно центра тяжести самолета =430,7-0,5-26-298=106 см.
Согласно РТЭ 8.10.00 стр.233 ось среднего двигателя находится ниже оси бокового на 64-35=29 см. Соответственно плечо силы тяги среднего двигателя будет меньше плеча боковых двигателей на 29 см и составит 106-29=77 см.
Определим тягу двигателей на взлетном режиме. Исходя из общеизвестных данных имеющихся во многих источниках (РТЭ 072.00.00, http://www.motorsich.com/rus/products/aircraft/tde/d-36/, http://www.brazd.ru/dd36.html, М.И.Денисов, Л.Г.Уланова, Самолет Як-42 Двигатель Д-36,том 2, Северо-Кавказский УТЦ ГА,2000, стр.3-4,)тяга на взлетном режиме на стенде в стандартных условиях для двигателя Д-36 составляет 6500 кгс, расход воздуха 255 кг/с, степень двухконтурности -5,6, скорость истечения газов из турбины 410 м/с, из вентилятора -220 м/с, удельный расход топлива-0,375 кг/кгс*ч или массовый расход топлива 0,68 кг/с, тяга на номинальном режиме 5000 кгс.
Можно проверить эти данные рассчитав по ним тягу двигателя по известной формуле. Определяя расход воздуха по контурам получаем расход воздуха во внутреннем контуре=255/(5,6+1)=38,6 кг/с. Отсюда для вентилятора расход=5,6*38,6=216,4 кг/с. Добавляя к расходу внутреннего контура расход топлива и учитывая что тяга есть произведение массового расхода на скорость истечения газов (при скорости полета=0) получаем тягу =(38,6+0,68)*410+216,4*220=63713 Н или 6495 кгс что практически совпадает с паспортной величиной 6500 кгс. Следовательно это подтверждает достоверность примененных данных.
Определим тягу на взлетном режиме с учетом поправки на скорость для момента времени 40-50 секунды для которого скорость по МСРП=225 км/ч, откуда примем воздушную скорость как 225+5(аэродинамическая поправка)=230 км/ч или 64 м/с. Так как скоростной характеристики двигателя не имеется сделаем такую поправку приближенно учитывая формулу тяги двигателя на стр. 48 Шляхтенко С.М. " Теория и расчет ВРД ",1987 г. При увеличении скорости тяга увеличивается пропорционально увеличению полного давления на входе в двигатель. Скоростной напор очевидно будет равен 0,5*Ро*V^2=0.5*0.125*64^2=256 кгс/м2. Откуда для фактического статического давления 10164 кгс/м2 (747,9 мм.рт.ст.) коэффициент увеличения полного давления составит Кр=(10164+256)/10164=1,025.
Также тяга на скорости 230 км/ч будет меньше на величину определяемую как массовый расход воздуха через двигатель умноженный на скорость воздуха на входе двигателя =255*64=16320 Н или 1664 кгс. Таким образом тяга на взлетном режиме на скорости 230 определяется как 1,025*(6500-1664)=4957 кгс или округляя 5000 кгс, а тягу на номинальном режиме можно получить если применить ту же поправку на скорость что и для взлетного режима и тогда она будет=5000*5000/6500=3900 кгс.
Данная тяга реализуется при соответствии оборотов вентилятора взлетному и номинальному режимам, поэтому далее учтем поправки на фактические обороты вентиляторов. Согласно графику МСРП ПО МАК фактические обороты вентиляторов в указанный момент времени соответственно номеру двигателя имели следующие значения 89,5, 86, 84,1. Согласно фактическим метеоусловиям Т=+17,8 град и давлению=747,9 мм.рт.ст. или 997 гПа согласно РЛЭ разд. 6.1.1 стр.2 таблица 1 и стр.4а/4б таблица 1б обороты вентилятора на взлетном режиме должны быть 93,4 %, а на номинальном 84,3 %. Учитывая что разница в оборотах между взлетным и номинальным режимом составляет 9,1 % при разнице в тяге 5000-3900=1100 кгс, то на 1 % оборотов придется 1100/9,1=121 кгс. Данное значение практически точно соответствует данным МАК на стр.184:
-Один процент оборотов вентилятора на номинальном режиме соответствует примерно 120 кг тяги.
что подтверждает достоверность рассчитанных значений тяги. Таким образом учитывая что обороты 1 двигателя на 89,5-84,3=5,2 % больше номинальных, второго на 86-84,3=1,7 %, а третьего практически равны номинальным, получим тягу первого двигателя как 3900+5,2*120=4500 кгс, второго 3900+1,7*120=4100 кгс и третьего=3900 кгс.
Теперь определяем пикирующий момент от сил тяги двигателей как 4500*1,06+4100*0,77+3900*1,06=12060 кгс*м.
Как мы видим пикирующий момент от двигателей на графике МАК после вывода на взлетный режим колеблется в районе 10000-11000 кгс*м. Таким образом существенных расхождений не обнаружено и значит график момента от тяги двигателей МАК не содержит ошибок которые могут повлиять на его достоверность.
