Определение основных проектных параметров самолета

Покажем, что существуют параметры, определяющие ЛТХ самолета:

Известно, что: откуда, например, , где [даН/м²] – нагрузка на крыло.

Таким образом, V_пос зависит от несущих свойств крыла (С_Упос) и нагрузки на крыло p, а не от абсолютных значений S и G.

Д ругой пример – разбег самолета:

Известно, что:

-тяговооруженность.

Аналогично можно показать зависимость и других летно-технических характеристик от

Например, градиент набора высоты самолетом на третьем участке

взлета равен:

Или дальность полета самолета на крейсерском участке равна:

В свою очередь, относительная масса топлива определяется как:

Таким образом, существуют основные проектные параметры самолета – нагрузка на крыло , тяговооруженность и относительная масса топлива - однозначно определяющие ЛТХ самолета.

Следовательно, если заданы ЛТХ проектируемого самолета, можно определить обеспечивающие их значения проектных параметров .

Алгоритм выбора основных параметров самолета: p, Po, m топл.

(здесь же отражена зависимость ЛТХ от параметров самолета).

Исходные данные:			ТТТ – общая часть, требования АП-25, ОТТ ВВС, норм прочности и т. п.
			ТТТ – спец. часть  L_расч., М_крейс.(V_крейс.), Н_крейс., m_{цел. нагр.}, V_з. п., V_пос., l_разб (L_{ВПП класс А}), f_разб , n_у^э,_., V_у, _.
			ВСХ двигателя _., Р₀, Ср₀, Р_кр,Ср_крейс
			Статистика (опыт фирмы)  к_крейс., Су_крейс, Су_max_пос., Су_max_взл, к_наб., к_max, Сх_а, Су_доп., f_разб, результаты аэродинамических продувок, расчетов на прочность, взвешивания агрегатов
№ опер.	Вычисляется		Из условия	Расчетные формулы	Примечание (вывод)
1	Относительная масса топлива		; достижения расчетной дальности полета L_p	для такт. самолета L3R	Строим графики , по L определяем m_T
2	Нагрузка на крыло		не превышения V_з. п., V_пос	или, если груз сбрасываем m_р.гр.,
3			обеспечения крейсерской скорости на заданной высоте V_крейс., Н_крейс
4	для маневренных самолетов		обеспечения маневренных характеристик n_у^доп_доп., q_маневр	, т. к.
5	Выбор				Следует проверить возможное размещение G_Tв крыле
5⁰	Проверяется размещение G_Т
6	Тяговооруженность		обеспечения градиентов набора с одним отказавшим двигателем в различных условиях		K_V_,_P_,_T – выбирается из всех двигателей или K_V_,_P_,_T=1,5
7			обеспечения горизонтального полета (крейсерского)	; k_крейс0,9k_max;	;
8			обеспечения		Из ранее выведенной формулы l_разб
9		Для маневренных самолетов	обеспечения скороподъемности		при Н<11 при Н11
10			обеспечения на  т. е.		P=x=C_xqS
11			обеспечения заданной установившейся перегрузки при ,		Из динамики полета - горизонт. Полет - маневр
12	Выбор
13	Принимаются по статистике			Если нет возможности определить эти величины более надежными методами (например, по данным ОКБ)
14*	Взлетная масса во II приближении m₀^II		уравнения существования самолета		G^II=m^IIg
15	Площадь крыла
16	Суммарная тяга всех двигателей			;