4. Определение взлетной массы самолета

Определение взлетной массы m0 является одной из важнейших проблем при проектировании самолета. Основная задача при этом заключается в обеспечении требуемых летно-тактических характеристик самолета при минимальной величине m0, потому что любое неоправданное завышение взлетной массы всегда ухудшает эффективность проектируемого самолета.

4.1 Определение массы целевой нагрузки

Для проектируемого самолета к целевой нагрузке относятся коммерческая нагрузка, в которую включаются пассажиры, багаж, платный груз и почта. Приближенно масса коммерческой нагрузки определяется по числу пассажиров:

кг,

где mпас = 75 – средняя масса одного пассажира, кг [3];

qбаг = 30 – масса багажа, перевозимого одним пассажиром для магистральных самолетов, кг [3];

nпас = 300 – число пассажиров;

1.3 – коэффициент, учитывающий массу дополнительного платного груза и почты.

4.2 Предварительное определение взлетной массы

Чтобы приближенно назначить вероятное значение взлетной массы m’0 назначается коэффициент массовой отдачи η = 0,17. Тогда предварительное значение взлетной массы определяется по следующей формуле:

4.3 Определение массы снаряжения и служебной нагрузки

Приближенно массу этой группы можно определить в виде суммы:

где - масса снаряжения для тяжелых самолетов, кг [3];

- масса экипажа, кг,

где m1эк = 75 – масса одного члена экипажа для гражданских самолетов, кг [3];

nэк = 8 – число членов экипажа (включая бортпроводников).

4.4 Определение относительной массы конструкции

Для определения относительной массы конструкции планера самолета можно использовать статистическую формулу:

где k = 0,55 – для пассажирских самолетов с двумя ТРДД и топливом в крыле [3];

p0 = 752,1 – удельная нагрузка на крыло, даН/м2.

Так как значение относительной массы конструкции планера получилось завышенным, по таблице 6.1 [1] выбираем значение = 0,25.

4.5 Определение относительной массы силовой установки

Относительная масса силовой установки может быть выражена через удельный вес двигателей γ и потребную тяговооруженность :

где k1 = 2,26 и k2 = 3,14 – статистические коэффициенты, зависящие от числа двигателей.

4.6 Определение относительной массы топливной системы

Относительная масса топливной системы может быть выражена через расчетную дальность Lр и крейсерскую скорость Vкрейс (км/ч):

где = 1,02 – коэффициент, учитывающий массу агрегатов топливной системы;

= 0,06 – для тяжелых самолетов;

= 0,05 – для тяжелых дозвуковых самолетов.

Так как значение относительной массы топливной системы получилось завышенным, по таблице 6.1 [1] выбираем значение = 0,38.

4.7 Определение относительной массы оборудования и управления

Относительная масса оборудования и управления может быть найдена по приближенной формуле:

4.8 Определение взлетной массы самолета

Взлетная масса находится из уравнения существования самолета:

.

Отличие найденного значения от принятого ранее составляет 0,0000083%. Так как это отличие не превышает 5% [2], то можно принять =240884 кг за окончательное значение взлетной массы.

5. Определение основных геометрических параметров самолета

5.1 Определение параметров крыла

Для принятой удельной нагрузки на крыло p0 и взлетной массы самолета m0I определяется площадь крыла:

Зная удлинение и сужение крыла, принятые при выборе схемы самолета, можно вычислить следующие геометрические размеры крыла:

Размах крыла:

где λ = 8,7 - удлинение крыла.

Концевая хорда крыла:

где η = 3,6 – сужение крыла.

Центральная хорда крыла:

Средняя аэродинамическая хорда: