2.5. Определение относительного запаса топлива

Относительная масса топлива определяется приближённо в зависимости от расчётной дальности полёта и скорости крейсерского полёта и высоты крейсерского полета

Относительную массу топлива на взлет, набор высоты крейсерского полета и разгон до крейсерской скорости:

где m = 4,3 – степень двухконтурности двигателя.

Относительную массу топлива, расходуемого на снижение и посадку:

Относительный навигационный запас топлива на самолете:

где L – дальность полёта, км;

K_кр=0,9·K_max – аэродинамическое качество на крейсерском режиме;

- максимальное аэродинамическое качество;

- аэродинамический параметр;

k₁=1,02 – для трапециевидных крыльев.

;

.

Удельный расход топлива в крейсерском полете:

- удельный расход топлива для М=0 и Н=0.

;

.

Относительная масса топлива для крейсерского участка полета:

= 0,006 – относительная масса топлива, предназначенная для прочих расходов (маневрирование по аэродрому, опробование двигателей, не сливаемый остаток топлива).

Тогда относительная масса топливной системы будет равна:

= 0,0335+0,0143+0,07+0,1839+0,006 = 0,3077

2.6. Выбор тяговооруженности самолета.

Для определения потребной тяговооруженности составим набор условий, определяющих величину тяговооруженности, необходимую для обеспечения важнейших летно-тактических характеристик самолета. После вычисления потребной тяговооруженности самолета по всем намеченным условиям наибольшая из них принимается за потребную для данного самолета стартовую тяговооруженность.

Стартовая тяговооруженность самолета определяется как:

,

где m₀ - взлетная масса самолета, кг;

g - ускорение свободного падения, м/с²;

Р₀ - суммарная тяга всех двигателей, Н.

Потребная тяговооруженность определяется из условий обеспечения задаваемых тактико-технических требований и летных характеристик самолета. Для данного самолета это:

• обеспечение крейсерской скорости полета;

• обеспечение полета на потолке;

• обеспечение заданной длины разбега.

Обеспечение крейсерской скорости полета V_кр на высоте Н_кр:

где  - коэффициент, учитывающий изменение тяги двигателя по скорости и высоте полета;

_руд - учитывает изменение тяги двигателя при дросселировании (для номинального режима _руд = 1);

Обеспечение полета на потолке Н_п:

где К_max=13,333

 определяется для скорости 0,8М_кр:

Обеспечение заданной длины разбега:

где K_разб =10 – аэродинамическое качество при разбеге самолета;

р_о – удельная нагрузка на крыло, ДН/м² ;

f_разб=0,03 – коэффициент трения колес шасси на разбеге.

Взлет при отказе одного двигателя:

где K_наб = 1,2·K_разб = 1,2·10 = 12 – аэродинамическое качество при наборе высоты;

tg = 0,024 – для двух двигателей.

За расчетное значение принимаем наибольшее =0,322

2.7. Определение относительной массы силовой установки

Эта масса может быть найдена через удельный вес двигателей  и потребную тяговооруженность :

где статический коэффициент k_су = 1,4 для дозвуковых самолетов.

где m – степень двухконтурности двигателя.