2.3.3.3 Масса оперения mоп

Для дозвуковых неманевренных самолетов классической схемы с m₀  10 т [21] относительная масса оперения определяется по формуле:

,

где k_n = 1, если р₀ < 450 даН/м²;

k_n = 0,84, если р₀ > 450 даН/м²;

k_мт учитывает материал конструкции;

k_мт = 1, если конструкция сделана из Д-16Т;

k_мт = 0,95 при ограниченном применении новых материалов;

k_мт = 0,85 при применении композиционных материалов;

при низкорасположенном ГО;

для Т-образного оперения.

Относительная масса горизонтального оперения ГО

,

где = 0,844 - 0,00188 S_го при низкорасположенном ГО;

= 1,17- 0,006 S_го при Т-образном оперении.

Относительная масса вертикального оперения (ВО)

Для других самолетов относительная масса оперения определяется по рекомендациям в работе [1, с.141—142]. По относительным массами вычисляется абсолютная масса m_го = m₀¹ и m_во = m₀¹.

2.3.3.4 Масса шасси тш

Относительную массу шасси в прикидочных расчетах можно определить по формуле Арефьева [1]:

где Н_ш - высота основной опоры шасси от поверхности аэродрома, м;

m₀¹ измеряется в тоннах; Н_ш  .

Для точных расчетов можно использовать методику, изложенную в работе [1, с. 142—146], По относительной массе определяется абсолютная масса:

т_ш = m₀¹

После определения по формулам относительных масс конструкции частей самолета их необходимо согласовать с ранее принятой по статистическим данным относительной массой.

2.3.3.5 Масса силовой установки mсу и двигателей mдв

Относительная масса силовой установки и удельная масса двигателя позволяют определить потребную тягу и массу одного двигателя.

Абсолютная масса силовой установки m_су = m₀¹.

Относительная масса всех двигателей .

Суммарные масса и тяга двигателей :

m_дв = m₀¹; Р₀ = m₀¹ = m_дв/_дв

Масса и тяга одного двигателя m_дв = m_дв/n_дв; Р_{0 дв} = Р₀/n_дв.

По найденным значениям Р_{0 дв} и m_дв выбирают по справочнику подходящий двигатель или назначают его параметры из условия подобия [1, таблица IV-I].

Масса агрегатов силовой установки m_агр = m_су - m_дв.

В весовой сводке даются перечень и массы этих агрегатов.

Потребный объем для размещения топлива определяется по формуле

,

где 1,05 учитывает несливаемый остаток топлива; _т - плотность топлива; для керосинов Т-1 и ТС-1 _т = 0,78…0,8 т/м³; для керосинов ТС - 7 и РТ _т = 0,8… 0,82 т/м³.

Располагаемый объем топливного отсека крыла равен

V_{т кр} = 960 k_то b _А ² l – 0,025 m₀¹

где k_то = 0,37 учитывает использование площади поперечного сечения крыла для топливного отсека; 0,025 т₀¹ учитывает объем внутренней силовой конструкции крыла.

Если располагаемый объем крыльевых баков меньше потребного объема топлива, то необходима установка дополнительных баков в фюзеляже (для пассажирских самолетов недопустимо), в киле, подвесных баков на крыле или фюзеляже.

2.3.3.6 Масса оборудования и управления mоб упр

Относительная масса оборудования и управления, принятая ранее, должна быть уточнена для соответствующего типа самолетов.

Для магистральных пассажирских самолетов (т₀ > 10000 кг):

Для легких реактивных самолетов (т₀ < 6000кг):

Для грузовых самолетов (т₀¹ в т):

.