3.4.2 Уточнение относительной массы силовой установки

Относительную массу силовой установки можно определить по формуле:

, (3.17)

где – коэффициент, показывающий, во сколько раз масса силовой установки самолета больше массы выбранных двигателей, по данным работы [7] принимается для проектируемого маневренного самолета ;

– масса двигателей из источников информации [222] для выбранного двигателя;

– удельный вес выбранного двигателя – из источников информации ;

– стартовая тяговооруженность самолета, определенная в разделе 3.3.

Уточненное значение относительной массы силовой установки для проектируемого истребителя будет

.

3.4.3 Уточнение относительной массы конструкции самолета

Относительную массу конструкции второго приближения определяют из выражения:

, (3.18)

где , , , - относительная масса крыла, фюзеляжа, оперения и шасси, соответственно.

Относительная масса крыла для проектируемого самолета определяется по формуле [7]:

(3.19)

где - коэффициент, учитывающий кинетический нагрев крыла в полете,

;

- коэффициент разгрузки крыла, ;

- расчетная перегрузка: ;

, - параметры крыла самолета, соответственно, удлинение крыла и относительная толщина профиля крыла в корневом сечении; так как проектируемый самолет сверхзвуковой, то для таких самолетов необходимо выбирать малые значения удлинения и относительной толщины профиля крыла выбираем ; .

Подставляя полученные величины в формулу (3.19), получаем

Относительная масса фюзеляжа для проектируемого самолета определяется по формуле [7]:

(3.20)

где - удлинение фюзеляжа; по самолетам-прототипам принимаем

;

- эквивалентный диаметр фюзеляжа; по предварительным прорисовкам в масштабе поперечных сечений самолета в зоне кабины экипажа и в зоне размещения выбранных двигателей получаем ;

- расчетное число М полета, ;

– коэффициент, учитывающий крепление и уборку шасси в фюзеляж; если главные стойки шасси крепятся к фюзеляжу и убираются в фюзеляж, то ;

Подставляя полученные величины в формулу (3.20), получаем

Относительная масса оперения для проектируемого самолета определяется по формуле [9]:

, (3.21)

где - коэффициент, учитывающий расположение горизонтального оперения (ГО); для ГО, расположенного на фюзеляже - ;

- коэффициент, учитывающий применяемые материалы; при

применении композиционных материалов - ;

- коэффициент, учитывающий аэродинамическую схему самолета, для проектируемого самолета - ;

- коэффициент, учитывающий тип ГО, для самолета с ЦПГО - ;

,

где , - относительные площади ГО и ВО, соответственно; по

самолетам-прототипам можно принять ; .

Подставляя полученные величины в формулу (3.21), получаем

Относительная масса шасси для проектируемого самолета определяется по формуле [9]:

, (3.22)

где - коэффициент, учитывающий ресурс шасси, для проектируемого самолета - ;

- коэффициент, учитывающий наклон главных стоек шасси; стойки на проектируемом самолете планируются прямыми - ;

- коэффициент, учитывающий аэродинамическую схему самолета, для проектируемого самолета нормальной схемы - ;

- коэффициент, учитывающий количество главных стоек шасси; на проектируемом самолете планируется две главные стойки - ;

- коэффициент, учитывающий покрытие ВПП; для бетонных ВПП - ;

- высота главных стоек шасси; по предварительным прорисовкам в масштабе поперечных сечений самолета в зоне крепления главных стоек шасси принимается - м;

- относительная посадочная масса самолёта в первом приближении; при ; принимаем

- давление в пневматиках колёс основных опор; для проектируемого самолета будут применяться колеса с давлением 11 даН/см2;

т - взлетная масса в первом приближении в формулу (3.22) подставляется в тоннах.

Подставляя полученные величины в формулу (3.22), получаем

.

Подставляя полученные величины относительных масс в формулу (3.18), получаем

В итоге взлетная масса самолёта во втором приближении

.

Округляем до целой величины 19330 кг.

Сравнивая величины взлетных масс самолёта в первом и втором приближениях, находим погрешность вычисления взлетной массы самолета:

Точность вычисления взлетной массы самолета можно считать достаточной и нет необходимости в последующих итерациях расчетов взлетной массы. Если , то расчеты по приведенному алгоритму необходимо продолжить до достижения необходимой точности .