1. Исходные данные для расчета

							S
кг	кг/ч	Н	Н	Н	Н	м/с		м
113100	900	110000	8338	124000	-45000	68	330	7,57
l							Состояние ВПП	W
м	кол	град	град	град	кг	кг	Мокрая	м/с
48	4	25	40	35	36000	49500	0,015	-10

– масса снаряженного самолета

– массовый расход двигателем топлива в час на режиме малого газа

– тяга двигателя на номинальном режиме при Н=0 и V=0

– тяга двигателя на режиме малого газа

– тяга двигателя на взлетном режиме при скорости самолета V=0

– тяга двигателя на реверсивном режиме

– эволютивная скорость самолета

S – площадь крыла , – САХ крыла , l – размах крыла

– количество двигателей, установленных на самолете

– угол отклонения закрылков на взлетном режиме

– угол отклонения закрылков на посадочном режиме

– угол отклонения предкрылка

– масса полезной нагрузки принятой на борт самолета

– масса топлива для двигателей

W – проекция скорости ветра на направление скорости движения самолета

2. Аэродинамический расчет самолета упрощенным методом тяг н.Е.Жуковского

2.1. Определение максимальных скоростей горизонтального полета самолета

Максимальная скорость и потолок самолета рассчитываются либо для средней полетной массы , либо, при детальном анализе, для ряда расчетных значений .

Для имеем , где – взлетная масса самолета

Для определения коэффициента подъемной силы самолета для разных высот и скоростей применим формулу: (1)

А для определения потребных тяг: (2), где K аэродинамическое качество самолета (3). Расчет выполняется для фиксированных высот полета Н (0<Н< ). Задаваясь для каждой Н рядом значений М, подсчитывают значения V=Ma, при этом массовую плотность воздуха нужно брать из ГОСТ 4401-73, табл.2.1.:

Модуль вектора результирующего ускорения свободного падения и центробежной силы можно принять постоянным и равным

По значениям и M с поляр снимаются значения и по формуле (3) определяются . При M<0,3 коэффициент можно снимать с поляры M=0,4. Полученные результаты заносятся в табл.2.2.

Таблица 2.2.

Красные столбцы показывают, что полеты в этой зоне опасны, а белые безопасные для полета.

По полученным данным строятся графики P_п.г=f₁(H,M). На эту же диаграмму наносим кривые располагаемых тяг P_{p. ном}=f₂(H,M,R).

Принятый для Ил-86 максимальный допустимый скоростной напор по условиям прочности составляет . Тогда допустимое значение при заданном подсчитывается по формуле . Также для самолета установлено значение по числу ,