2. Относительная масса топлива :

,

– относительная масса топлива на режимах: взлет, набор высоты и разгон до крейсерского режима. Определяем как для класса сверхзвуковых самолетов:

,

где - высота крейсерского полета, м;

м/с – крейсерская скорость полета;

– стартовая тяговооруженность самолета. Принимаем равной: согласно п. 3;

– максимальное аэродинамическое качество самолета при расчетном числа Маха полета. Согласно п. 3.1, принимаем ;

– относительная масса топлива на режимах снижение и посадка. . Определяем как для класса сверхзвуковых самолетов:

, принимаем ;

– относительная масса навигационного запаса. Определяем как для сверхзвукового самолета:

,

где – удельный расход топлива. Принимаем по расчетам приведенным ниже

– относительная масса прочих топливных расходов. Принимаем как для сверхзвуковых самолетов, равной ;

– относительная масса топлива на крейсерском режиме:

,

где – дальность полета без расходования навигационного запаса. Для военных самолетов км, где – радиус действия принимаем по самолету прототипу равным км;

– горизонтальная дальность при наборе высоты, разгона и снижении, для класса сверхзвуковых самолетов, рассчитывается как:

,

где – средняя высота крейсерского полета. Принимаем км.

км.

– расчетная скорость встречного ветра, для сверхзвуковых самолетов принимаем км/ч;

– качество самолета на расчетном режиме. Принимаем ;

– удельный часовой расход топлива:

,

где – стартовое значение удельного расхода топлива:

, где – степень двухконтурности двигателя, принимаем согласно прототипу ;

– расчетное число Маха, ;

– расчетная высота полета. Принимаем км.

.

.

.

3. Относительная масса оборудования и управления :

Так как номенклатура оборудования военных самолетов задается ТТТ, а масса определяется в основном по каталогам, то в мы будем использовать осредненные данные. Так [1, стр.130].

4. Масса силовой установки :

,

где – коэффициент, показывающий, во сколько раз масса силовой установки больше массы двигателей:

,

где – коэффициент, зависящий от компоновки самолета и числа двигателей. Принимаем по статистики равным [1, стр.147]

– число двигателей, оборудованных реверсорами тяги, ;

– число двигателе на самолете, ;

– коэффициент, учитывающий наличие у двигателей форсажной камеры. Принимаем равным , как для двигателей с форсажем;

– коэффициент, зависящий от числа Маха полета, формы воздухозаборников и сопел. Принимаем, [1, стр. 147];

– удельный вес двигателей, ;

– степень двухконтурности двигателя, ;

;

– стартовая тяга. Принимаем согласно даН;

кг.

кг.

В результате расчёта в во втором приближении видно, что расхождение с заданной массой по техническому заданию очень значительно (31200кг>>18830кг). Поэтому требуется расчёт взлётной массы в 3-м приближении.

3. Определение взлётной массы самолёта в третьем приближении:

Массу в третьем приближении для лабораторных, курсовых и дипломных работ достаточно определить графическим способом (см. рис 3.1)

Рисунок 3.1

По данным графика получаем кг.