Методика расчета весового, масса взлетная, тяговооруженность, нагрузка удельная на крыло, формула статистическая, масса относительная, масса абсолютная, уравнение существования, сводка весовая (стр. 9 из 39)
10) Определяется относительная масса пустого самолета.
Для реактивного транспортного самолета статистическая зависимость для определения относительной массы пустого самолета имеет вид:
, (1.3.12)где
, кг; 
, даН/м2.11) Определяется относительная масса топлива, необходимого на полет.
Рассмотрим типовой профиль полета магистрального самолета, представленного на Рисунке 1.3.1.
Рисунок 1.3.1 - Типовой профиль полета магистрального самолета
Расчет проводим при помощи коэффициентов массы самолета по участкам полета
- отношение массы самолета в конце i – го участка полета к массе самолета в начале того же участка. Профиль полета делим на следующие этапы: (0-1) запуск двигателей и взлет, (1-2) набор высоты, (2-3) крейсерский полет, (3-4) режим ожидания, (4-5) снижение перед посадкой, (5-6) посадка и руление.Коэффициент массы на участке запуска двигателей и взлета определяется по статистике:
0,97 – 0,99 (1.3.13)Коэффициент массы на участке набора высота и разгона:
(1.3.14)Формула (1.3.14) справедлива при разгоне от М=0,1. Если это условие не выполняется, то сначала рассчитывается коэффициент массы для разгона от М=0,1 до требуемого числа М начала разгона, и затем делится на коэффициент массы при разгоне от М=0,1 до числа М конца разгона.
Коэффициент массы на крейсерском участке определяется при помощи уравнения Бреге:
(1.3.15)Аэродинамическое качество на крейсерском участке и режиме ожидания может быть определено следующим образом:
(1.3.16)Аналогичным образом определяется коэффициент массы на режиме ожидания:
, (1.3.17)где Е – продолжительность режима ожидания, час;
, кг/кгс*час;На этапе предпосадочного снижения коэффициент массы определяется по статистике:
0,990 – 0,995 (1.3.18)На участке посадки и руления коэффициент массы определяется также по статистике:
0,992 – 0,997 (1.3.19)Определяем совокупный коэффициент изменения массы самолета:
(1.3.20)Относительная масса необходимого на полет топлива определяется следующим образом:
, (1.3.21)где 1,06 – коэффициент, учитывающий резервное и невыкачиваемое топливо.
Расчет относительной массы топлива по методе Реймера представлен в ПРИЛОЖЕНИИ Д.
12) Определяется взлетная масса самолета в первом приближении.
(1.3.22)Так как расчет взлетной массы в первом приближении предполагает задание некоторого предполагаемого значения взлетной массы на основе статистического материала, 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%.
13) С учетом выбранных по статистике значений относительных параметров
, 
, 
, , и зная выбранные величины , 
и вычисленную величину 
, определяем основные абсолютные размеры самолета в соответствии с формулами (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:1.3.1 Масса крыла
, (1.3.23)где
- расчетная перегрузка; 
; 
эксплуатационная перегрузка;Для рассматриваемых проектов самолетов эксплуатационная перегрузка равна
= 2,5. 
- суммарная площадь органов управления, расположенных на крыле, м2 .1.3.2 Масса оперения
1.3.2.1 Масса горизонтального оперения
, (1.3.24)где
- ширина фюзеляжа в месте пересечения с ГО, м; 
= 1,143 для цельноповоротного стабилизатора (все рассматриваемые проекты); 
=1,0 в остальных случаях; 
= радиус инерции самолета по тангажу; 
, м.1.3.2.2 Масса вертикального оперения
, (1.3.25)где
= 0,0 для нормальной схемы ГО (проекты по прототипам Ту-204, Ил-96-300); =1,0 - для Т-образной схемы (проект по прототипу Ту-154); 
= радиус инерции самолета по рысканию; 
, м;1.3.3 Масса фюзеляжа
, (1.3.26)где
= 
- конструкционная высота фюзеляжа, м; 
= 1,0 если грузовые двери отсутствуют; =1,06 если грузовые двери расположены по одну сторону; =1,12 если грузовые двери расположены по обе стороны; =1,12 при грузовом люке сзади; 
=1,25 если грузовые двери расположены с двух сторон и есть задний грузовой люк;Для всех рассматриваемых проектов принимаем
=1,12; 
= 1,12 если шасси крепится к фюзеляжу (проект по прототипу Ил-96-300); =1,0 в остальных случаях (проекты по прототипам Ту-154, Ту-204); 
- конструкционная длина фюзеляжа, м (не учитывает обтекатель оперения); 
площадь омываемой поверхности фюзеляжа, может быть определена по ПРИЛОЖЕНИЮ В /4/.1.3.4 Масса шасси
1.3.4.1 Масса основной опоры шасси