Методика расчета весового, масса взлетная, тяговооруженность, нагрузка удельная на крыло, формула статистическая, масса относительная, масса абсолютная, уравнение существования, сводка весовая (стр. 7 из 39)
(1.2.24)
(1.2.25)Относительная масса резервного топлива:
(1.2.26)Относительная масса топлива, расходуемого на весь полет:
(1.2.27)2) Определяется предварительное значение взлетной массы
, (1.2.28)где
- масса несъемного оборудования, 
=500 кг; 
- масса пустого самолета, 
определяется на основе /4/; 
- максимальная ширина фюзеляжа, м; 
- максимальная высота фюзеляжа, м; 
- максимальная длина фюзеляжа, м.Масса двигателей
известна, если он выбран, в противном случае достаточно принять ее равной 5...6% от взлетной массы.Так как расчет взлетной массы в первом приближении и определение удельной нагрузки на крыло предполагает задание некоторого предполагаемого значения взлетной массы, то расчет необходимо проводить до тех пор, пока предполагаемое и расчетное значения не станут равными с допускаемой погрешностью в 3-5%.
11) С учетом выбранных по статистике значений относительных параметров
, 
, 
, 
, и зная выбранные величины 
, 
и вычисленную величину 
, определяем основные абсолютные размеры самолета в соответствии с равенствами (1.1.21 – 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:1.2.1 Относительная масса крыла
, (1.2.29)где
- конструктивный размах крыла, 
; 
- коэффициент пропорциональности; для тяжелых транспортных самолетов 
.Формула (1.2.29) справедлива для случая установки на крыле шасси, а также учитывает средства механизации и элероны. В случае применения гасителей подъемной силы и воздушных тормозов приращение массы составит 2%. При установке двух или четырех двигателей на крыло его масса уменьшится соответственно на 5 и 10%. Если шасси не устанавливается на крыло, масса последнего уменьшается на 5%.
1.2.2 Группа хвостового оперения
, (1.2.30) 
, (1.2.31)где
1 для фиксированного стабилизатора; 
1,1 для переставного стабилизатора (используется для всех рассматриваемых проектов); 
1 при установке ГО на фюзеляже (проекты по прототипам Ту-204, Ил-96-300); 
для Т-образного оперения (проект по прототипу Ту-154);f – коэффициент безопасности; f = 2.
Формулы (1.2.30) и (1.2.31) в представленном виде дают неверные результаты: масса оперения составляет десятки тонн (см. ПРИЛОЖЕНИЕ И). Для расчетов были использованы следующие формулы:
(1.2.32) 
(1.2.33)1.2.3 Масса фюзеляжа
(1.2.34)Значение массы, полученное по (1.2.34), следует увеличить на 8%, если кабина герметична, на 4% при расположении двигателей в хвостовой части фюзеляжа, на 7% при установке шасси на фюзеляже. Если фюзеляж не имеет ниши для уборки шасси и узлов их крепления, из его основной массы вычитается 4%.
Формула (1.2.34) в представленном виде дает несколько завышенные результаты: относительная масса фюзеляжа составляет около 20% от взлетной массы самолета (см. ПРИЛОЖЕНИЕ И). Возможно, формула (1.2.34) должна иметь следующий вид:
, (1.2.35)где
плечо ГО, м; 
- в единицах индикаторной скорости, м/с.1.2.4 Группа шасси
, (1.2.36)где
1 для низкоплана (все рассматриваемые проекты); 
1,08 для высокоплана.Для убирающегося шасси коэффициенты принимают значения, представленные в Таблице 1.2.2.
Таблица 1.2.2 - Коэффициенты для расчета массы шасси
| A | B | C | D | |
| Основная опора | 18,1 | 0,131 | 0,019 | 2,23*10-5 |
| Носовая опора | 9,1 | 0,082 | - | 2,97*10-6 |
1.2.5 Группа рулевых поверхностей
, (1.2.37)где
0,491 - для транспортных самолетов с бустерным управлением и системой механизации задней кромки. При наличии щитков и предкрылков на передней кромке добавляется 20% массы, для гасителей подъемной силы – еще 15%.1.2.6 Группа гондол
(1.2.38) 
(1.2.39)Формула (1.2.39) применяется при высокой степени двухконтурности с коротким вентиляторным обтекателем. Величины, полученные по (1.2.38) и (1.2.39), включают массу пилонов и внешние элементы конструкции при установке реверса.
1.2.6 Группа силовой установки
, (1.2.40)где
1,15 - для реактивных транспортных самолетов, двигатели в гондолах; 
1,18 при установке реверса (все рассматриваемые проекты); 1 – при отсутствии реверса. 1.2.7 Оборудование и системы
1.2.7.1 Группа ВСУ
, (1.2.41)где
- характеризует установку ВСУ; 
2,5. 
, (1.2.42)где
- отбор воздуха, приходящийся на 1 м3 пассажирской кабины; 
.1.2.7.2 Пилотажно-навигационное (ПНО) и радиоэлектронное оборудование (РЭО).
, (1.2.43)где
0,347;