Раздел 3. Расчёт взлётной массы и определение основных проектных параметров самолёта

3.1. Определение взлётной массы самолета в первом приближении

Взлетная масса самолета представляет собой сумму:

, где

- масса конструкции

- масса силовой установки

- масса оборудования и управления

- масса топлива

- масса целевой нагрузки (пассажиры, багаж, грузы) = 11000 кг

- масса служебной нагрузки = 460 кг

- увеличение массы конструкции самолета за счет использования H₂ в качестве топлива. Включает в себя массу криогенных баков, топливную систему, теплоизоляцию топливной трассы и др.

Для оценки относительной массы топлива, будем исходить из того, что величина тяги двигателей на криогенном топливе (водороде) и на керосине равны. Для этого количество теплоты выделяемой топливом при окислении должны быть равны. Теперь сравним основные характеристики этих топлив.

Характеристики топлив Таблица 3.1

Параметр	Н2	Керосин
Плотность (кг/м3){ }	70,8	775
Теплота сгорания низшая (МДж/кг){q}	120	42,9

Определим соотношение масс топлива при одном и том же количестве выделенного тепла: откуда т.е. для того чтобы получить то же количество теплоты на криогенном топливе, для расчетов по массе необходимо взять 36% от массы топлива на керосине. Откуда легко можно получить изменения удельного расхода топлива при доработке ТРДД (Д436т1) для использования криогенного водорода. Удельный расход топлива уменьшится в 2,8 раза.

Разделив обе части уравнения на m₀, получим:

2. Определение относительной массы топлива

В первом приближении относительную массу топлива (водорода) проектируемого самолета можно получить, скорректировав относительную массу топлива прототипа Ту-334 на величину относительной теплотворной способности керосина и водорода и на величину расчетной дальности полета самолета:

Воспользуемся формулой:

;

Приняв значения других относительных масс по прототипу Ту-334, получим величину взлетной массы самолета в первом приближении:

3.3. Определение стартовой удельной нагрузки на крыло

1. Определяем величину стартовой удельной нагрузки на крыло из условия не превышения Vз.П. Самолета:

, где

- берем из статистики по Ту-334;

- скорость захода на посадку

V_з.п. – скорость захода на посадку – принята по ТЗ.

2. Определяем величину стартовой удельной нагрузки на крыло из условия крейсерского полета:

q_M=1 – скоростной напор на высоте 11 км

- число Маха, соответствующее крейсерской скорости

С_{у крейс} – коэффициент подъёмной силы на крейсерской скорости

3. Выбираем минимальную из полученных величин:

4. Определение площади крыла в первом приближении

По нормальной стартовой массе самолета и стартовой удельной нагрузке на крыло определяем площадь крыла:

.

4. Определение стартовой тяговооруженности самолета

1. Определяем стартовую тяговооруженность самолета из условия взлета при одном отказавшем двигателе

; в этой формуле:

n_{дв -} -количество двигателей

К_{наб -} аэродинамическое качество при наборе высоты

- угол наклона траектории взлета на 3-ем участке для двухдвигательного самолета (задается Авиационными Правилами).

=0,347;

2. Определяем стартовую тяговооруженность самолета из условия обеспечения горизонтального полета на высотах Н≥11000 м

; в этих формулах :

-относительная плотность

-коэффициент, учитывающий степень дросселирования двигателя в крейсерском полете до режима, соответствующего неограниченному времени работы двигателя

;

Значение произведения множителей можно также найти по графику высотно-скоростных характеристик ТРД (смотри литературу [1] стр.586).

3. Определяем стартовую тяговооруженность самолета из условия обеспечения заданной длины разбега

; в этих формулах :

с_{у от р} - коэффициент подъемной силы при отрыве

lразб = 0,75l_ВПП, где l_ВПП - длина ВПП. lразб =0.75*1800=1350 м

f_разб - коэффициент трения при разбеге

К_отр - аэродинамическое качество самолета в момент отрыва

.

4. Для проектируемого самолета принимается максимальная из найденных величин: