Методика расчета весового, масса взлетная, тяговооруженность, нагрузка удельная на крыло, формула статистическая, масса относительная, масса абсолютная, уравнение существования, сводка весовая (стр. 6 из 39)

Принимается

0,02 для бетонного покрытия.

Градиент набора при отрыве:

(1.2.6)

Коэффициент подъемной силы

определяется по статистике на основе значений, указанных в /4/ для аналогичных самолетов. Для расчетов в соответствии с методикой Торенбика значения коэффициентов максимальной подъемной силы были приняты равными значениям по методике Егера.

4) Определяется удельная нагрузка на крыло

из условия обеспечения посадки.

, (1.2.7)

где

- высота условного препятствия на посадке, =15,3 м;

- коэффициент приведения условной дистанции посадки к требуемой;

- среднее ускорение торможения при посадке; для реактивных самолетов с гасителями подъемной силы, противоюзовыми устройствами и воздушными тормозами принимается 0,4...0,5; если в дополнение устанавливается тормозное носовое колесо, то 0,5...0,6. Для всех рассматриваемых проектов принимаем 0,5.

5) Проводится выбор удельной нагрузки на крыло

( , , )

6) Определяется тяговооруженность самолета

из условия обеспечения горизонтального полета на крейсерском режиме.

, (1.2.8)

где

- относительное давление: .

, (1.2.9)

где Г – функция газогенератора, Г=0,9 для ТРД и ТРДД с низкой m (для проекта по прототипу Ту-154);

Г=1,1 для ТРДД с высокой m (для проектов по прототипам Ту-204, Ил-96-300).

В /4/ не указываются возможные значения коэффициента

, где m – масса самолета на определенном этапе полета. Для крейсерского участка полета принимаем ориентировочно .

, (1.2.10)

где

- коэффициент, учитывающий сжимаемость воздуха, - для условий крейсерской дальности полета.

(1.2.11)

(1.2.12)

7) Определяется тяговооруженность

из условия полета на потолке

(1.2.13)

8) Определяется тяговооруженность

из условия набора высоты при отказе одного двигателя.

(1.2.14)

Значения коэффициентов подъемной силы и сопротивления берутся для этапа набора высоты.

При требовании к безопасной скорости взлета

коэффициент подъемной силы при наборе высоты равен .

Для этапа набора высоты справедлива следующая зависимость:

, (1.2.15)

где

0,018 и Е = 0,7 при выпущенных предкрылках (принимаем для всех рассматриваемых проектов);

0,005 и Е = 0,61 при убранных предкрылках или при их отсутствии.

Для учета прироста сопротивления, вызванного отказом двигателя, величину Е необходимо уменьшить на 4% для схемы самолета с двигателями на крыле (проекты по прототипам Ту-204, Ил-96-300) и на 2% при расположении двигателей в хвостовой части фюзеляжа (проект по прототипу Ту-154).

Для учета влияния нестандартной атмосферы значение тяговооруженности, полученное по (1.2.14), следует разделить на 0,75.

9) Проводится выбор тяговооруженности:

( , , )

10) Определяется относительная масса необходимого на полет топлива.

Относительная масса топлива может быть определена графически по /4/.

, (1.2.16)

где

- окружающие давление;

- число Маха на расчетной высоте;

- приведенный удельный расход топлива на крейсерском режиме.

Аналитический метод определения относительной массы топлива основан на уравнении Бреге.

Относительная масса топлива, требуемая на крейсерский полет:

(1.2.17)

Для определения аэродинамического качества

используем следующие зависимости: по уравнению (1.2.2);

(1.2.18)

Коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе рассчитывается в соответствии с уравнением:

, (1.2.19)

где

для крыла:

, (1.2.20)

где

1 для консольного крыла;

1,1 для подкосного крыла;

- средняя относительная толщина профиля:

(1.2.21)

Для вычисления (1.2.20) необходимо значение площади крыла, которое можно определить следующим образом:

.

Для фюзеляжа:

, (1.2.22)

где

коэффициент формы фюзеляжа; для полностью обтекаемого фюзеляжа с цилиндрической средней частью .

Величина сопротивления хвостового оперения принимается равной 24% суммарного сопротивления крыла и фюзеляжа, следовательно,

1,24 – типичная средняя величина.

Для гондол:

, (1.2.23)

где

1,5 при установке всех двигателей в гондолах (проекты по прототипам Ту-204, Ил-96-300);

1,65 в случае, если два двигателя в гондолах, а третий в хвостовой части фюзеляжа (проект по прототипу Ту-154).

1 при наличии реверса тяги (все рассматриваемые проекты);

0,83 при отсутствии реверса.

удельная тяга, (см. ПРИЛОЖЕНИЕ К).

1,06 – учитывает наличие обтекателей шасси;

Поправка на число Рейнольдса определяется следующим образом: