1.1.7. Оцінка потрібної енергоозброєності літака

Потрібна енергоозброєність літака на початку режиму крейсерського польоту розраховується по наступній залежності:

де R_VH – потрібна тяга на початку режиму крейсерського польоту; _пг – ККД повітряного гвинта. [4, 8, 9]

Потрібна енергоозброєність при умові реалізації крейсерського польоту:

Потрібна стартова енергоозброєність при умові безпечного зльоту:

де – потрібна стартова тяга.

Потрібна стартова тягоозброєність літака при умові забезпечення безпечного зльоту:

де L_зпс – довжина ЗПС, згідно заданого в технічному завданні на проект, класу аеродрому.

Усі розрахунки по наведеним у даному пункті розділу, виконані за допомогою ПЕОМ. Результати розрахунків наведені у додатку В.

1.2. Розрахунок злітної маси літака

Оптимізація параметрів і розрахунок мас літака виконуємо на ПЕОМ по програмі «Проект літака із ТГД» на підставі залежностей наведених у цьому підрозділі і по алгоритму зображеному на рис. 1.1 (результати розрахунку наведені в додатку В). [4, 8, 9]

Рис. 1.1. Алгоритм розрахунку мас літака

1.2.1. Оцінка відносної маси палива

1.2.1.1. Розрахунок питомої витрати палива

Для розрахунку відносної маси палива необхідно заздалегідь визначити середню питому витрату палива по заданим (обраним) параметрам силової установки.

Питома витрата палива на злітному режимі роботи двигуна дорівнює:

де N₀ – злітна потужність одного двигуна, кВт.

Середня крейсерська питома витрата палива при польоті з максимальним комерційним навантаженням на максимальну дальність визначається наступним чином:

де H_кр – висота крейсерського польоту, км; – відносна потужність двигуна на крейсерському режимі польоту.

де _пг – ККД повітряного гвинта.

1.2.1.2. Розрахунок відносної маси палива при польоті на максимальну дальність з максимальним комерційним навантаженням

Відносна маса палива, що витрачається на зліт та набір крейсерської висоти наближено визначається за наступною залежністю:

де m_z – ступінь двохконтурності двигуна (для ТГВД m_z = 15). [4, 8, 9]

Відносна маса палива, що витрачається на зниження з крейсерської висоти та приземлення:

Відносна маса аеронавігаційного запасу палива розраховується за наступною формулою:

де K_e = 0,01 – для середньо-магістральних літаків.

Відносна маса палива, що витрачається на крейсерському режимі польоту наближено оцінюється наступним чином:

де L – дальність польоту з максимальним комерційним навантаженням, км.

Відносна маса палива при польоті з максимальним комерційним навантаженням на максимальну дальність розраховується за наступною формулою:

1.2.2. Розрахунок відносних мас основних частин літака

Відносна маса крила наближено визначається по наступній формулі:

де k₁ = 0,98 – коефіцієнт, що враховує розвантаження крила силовою установкою; ;– відносна маса палива; a = 1,6; b = 2; k₂ = 0,6 – коефіцієнт, що враховує затяжеління конструкції крила через експлуатаційно-технологічні з’єднання; z – ступінь механізації крила, відповідає обраному раніше значенню; – відносна площа прикореневих напливів крила. [4, 8, 9]

Відносна маса горизонтального та вертикального оперень наближено визначається наступним чином:

де k_б – коефіцієнт, що враховує демпфування коливань оперення; – максимальна швидкість польоту при плануванні літака, км/год; , – коефіцієнти при класичній схемі оперення; _1/4го, _1/4во – стріловидність горизонтального та вертикального оперення по лінії ¼ хорд відповідно.

Відносна маса шасі розраховується за наступною формулою:

де k₁ = 1,82 – коефіцієнт, який залежить від варіанту кріплення основних опор шасі (в даному випадку основні опори шасі кріпляться до фюзеляжу); k₂ = 1,1 – коефіцієнт, що залежить від кількості основних опір шасі; k₃ = 1 – коефіцієнт, що враховує покриття ЗПС.

Відносна маса силової установки розраховується по наступній формулі:

де n_дв – кількість двигунів; – енергоозброєність літака.

Використовуючи вищевикладені залежності, коефіцієнт В₀ визначається наступним чином:

Відносна маса фюзеляжу визначається за формулою:

де k₁ = 3,36 – 0,333D_ф – коефіцієнт, що залежить від діаметра фюзеляжу та компоновки літака; k₂ – коефіцієнт, що залежить від схеми кріплення основних опор шасі (у даному випадку основні опори кріпляться до фюзеляжу); k₃ – коефіцієнт, що враховує наявність вирізів під шасі у фюзеляжі; k₄ – коефіцієнт, що залежить від варіанту транспортування вантажу (у даному випадку – вантаж транспортується у контейнерах); j = 0,754 – 0,01D_ф^2/3 – показник степені, що залежить від типу літака (у даному випадку літак – вантажний з рампою).

Відносна маса обладнання та елементів системи керування літаком обчислюється по наступній формулі:

де

кількість людей на борту літака (екіпаж та супроводжуючі).