2.2.6.2 Тяговооруженность военных самолетов

Для самолетов, эксплуатируемых на бетонных ВПП большой длины, тяговооруженность выбирается максимальной из следующих условий обеспечения ТТТ.

Полет с заданной скороподъемностью V_y определяет Р₀ по формуле

,

где V=(0,5...0,7) V_max - заданная или наивыгоднейшая скорость полета, м/с.

Полет на максимальной скорости на расчетной высоте Н определяет следующим образом:

где _н — относительная плотность воздуха на расчетной высоте.

При заданном М_max

Полет с заданной перегрузкой п_у^э на расчетной скорости V и высоте Н определяет по формуле

2.2.6.3 Стартовая тяговооруженность

Для легких гражданских реактивных самолетов с ДТРД стартовая вооруженность выбирается в зависимости от длины ВПП, числа двигателей, двухконтурности:

= 0,01m +

2.2.7 Определение относительной массы силовой установки

Относительная масса силовой установки

,

где k_cy = 1,3...1,6 - для дозвуковых самолетов;

k_cy = 1,6...2,0 - для сверхзвуковых самолетов;

(0,215 – 0,0275m + 0,00823 m^1,5)k_М – для тяжелых магистральных самолетов;

(0,25 – 0,028m + 0,008m^1,5)k_М - для легких реактивных самолетов;

и _к – температура на входе в двигатель и степень сжатия компрессора;

k_М = 0,95 – при применении новых конструкционных материалов;

k_М = 1 – без новых конструкционных материалов в двигателе;

приближенно  = 0,179 [1+0,01 (m - 5)²];  можно принять по данным конкретного двигателя.

Относительную массу иk_су можно также определить из работы [1, с.147, таблица 6.1].

2.2.8 Определение относительной массы конструкции планера

Относительная масса конструкции самолета (крыла, оперения, фюзеляжа, шасси) может быть определена по формуле:

,

где - приближенное значение взлетной массы самолета, т;

= 5m_н для L < 1000 км; = 4 m_н для L > 1000 км.

Значения  варьируются в зависимости от различных типов самолетов; для истребителей  = 1,6; для самолетов с двумя ТВД  = 0,7...0,8; для самолетов с четырьмя ТВД  = 0,4...0,5; для самолетов с ТРД и ДТРД на фюзеляже  = 0,55; для самолетов с двигателями на крыле и большой разгрузкой топливом  = 0,35.

Относительную массу конструкции планера можно контролировать по статистическим данным [1, таблица 6.1].

2.3. Эскизное проектирование самолета

2.3.1 Определение взлетной массы самолета первого приближения т01

Взлетная масса самолета в первом приближении т₀¹ определяется из уравнения существования самолета:

где m_н - масса коммерческой нагрузки для пассажирского самолета, кг;

m_н = m_пасn_пас + ,

n_пас – число пассажиров на самолете;

V_баг – объем багажных и грузовых помещений, м³;

V_6aг = 4...6 м³ на тонну перевозимых грузов;

= 120 – средняя удельная масса багажа пассажиров, кг/м³;

= 290 – средняя удельная масса почты и груза, кг/м³;

m_пас = 90 – средняя масса пассажира (75 кг) и его личного багажа (15 кг).

2.3.1.1 Масса экипажа

Количество членов экипажа п_эк выбирается в зависимости от назначения самолета. Масса членов экипажа гражданского самолета:

m_эк = 75n_эк

Масса членов экипажа военного самолета с учетом спасательного парашюта: m_эк= 90n_эк