Методика расчета весового, масса взлетная, тяговооруженность, нагрузка удельная на крыло, формула статистическая, масса относительная, масса абсолютная, уравнение существования, сводка весовая (стр. 3 из 39)

, (1.1.12)

где

- см. пункт 4.

7) Определяется тяговооруженность самолета из условия обеспечения полета на потолке:

(1.1.13)

Коэффициент

рассчитывается для скорости .

8) Определяется тяговооруженность самолета

из условия обеспечения заданной длины разбега самолета при взлете :

, (1.1.14)

где

, и берутся по статистике;

можно принимать:

2,1...2,3 – при эффективной механизации крыла;

=

1,5...1,7 – при средней механизации крыла;

- аэродинамическое качество самолета при разбеге, = 8...11 для дозвуковых самолетов.

Для расчетов в соответствии с методикой Егера были приняты следующие статистические значения:

Для проекта по прототипу Ту-154

= 2,1, = 9;

Для проекта по прототипу Ту-204

= 2,3, = 10;

Для проекта по прототипу Ил-96-300

= 2,3, = 11.

Если задана не длина разбега, а сбалансированная длина ВПП, то величина

может быть определена по эмпирической формуле:

(1.1.15)

9) Проводится выбор тяговооруженности самолета

( , , , )

10) На основании предварительного значения взлетной массы самолета, которое выбирается на основе статистических данных, определяются относительные массы конструкции самолета

, силовой установки , оборудования и управления и топливной системы в первом приближении. Для этого могут быть использованы статистические данные, приведенные в /1/, а также следующие приближенные формулы /2/:

, (1.1.16)

где К = 0,7...0,8 – для пассажирских самолетов с двумя ТВД и топливом в крыле;

К = 0,55 – для пассажирских самолетов с двумя ТРД (ТРДД) и топливом в крыле;

К = 0,35 – для самолетов с четырьмя ТРД (ТРДД) и топливом в крыле;

, (1.1.17)

где

- удельная масса двигателя;

и - статистические коэффициенты зависят от числа двигателей (Таблица 1.1.2).

;

Таблица 1.1.2 - К определению относительной массы силовой установки

Число двигателей
2	2,26	3,14
3	1,87	1,54
4	2,14	2,71

, (1.1.18)

где

- число пассажирских мест.

, (1.1.19)

где

0,04...0,06 – для легких самолетов ( < 6000 кг);

0,06...0,07 – для всех других самолетов;

0,05...0,06 – для дозвуковых самолетов, меньшие значения b берутся для тяжелых самолетов;

- учитывает массу агрегатов топливной системы: =1,02 – для тяжелых самолетов большой дальности, = 1,1...1,2 – для средних и легких самолетов.

11) В зависимости от заданной массы целевой нагрузки (коммерческой нагрузки) и массы служебной нагрузки (снаряжения) определяется величина взлетной массы самолета в первом приближении.

(1.1.20)

Так как расчет взлетной массы в первом приближении предполагает задание некоторого предполагаемого значения взлетной массы, то процесс вычисления имеет итерационный характер. Таким образом, расчет необходимо проводить до тех пор, пока предполагаемое и расчетное значения не станут равными с допускаемой погрешностью в 3-5%.

12) С учетом выбранных на основе статистики значений относительных параметров

, , , , и зная выбранные величины , и вычисленную величину , получим основные абсолютные размеры самолета:

площадь крыла:

, (1.1.21)

где

, даН/м²;

взлетная тяга двигателей:

, (1.1.22)

где

, даН;

размах крыла:

(1.1.23)

площади оперения:

(1.1.24)

(1.1.25)

плечи оперения:

(1.1.26)

(1.1.27)

хорды для крыла и оперения определяются по следующим зависимостям:

(1.1.28)

(1.1.29)

(1.1.30)

На этом заканчивается первая итерация выбора основных параметров самолета. После выбора схемы самолета и определения основных параметров агрегатов производится расчет массы самолета во втором приближении.

На основе полученного расчетного значения взлетной массы самолета в первом приближении

проводится расчет масс по отдельным элементам самолета при фиксированных параметрах агрегатов и летных характеристиках. Ниже приведены формулы для расчета масс агрегатов во втором приближении: