Методика расчета весового, масса взлетная, тяговооруженность, нагрузка удельная на крыло, формула статистическая, масса относительная, масса абсолютная, уравнение существования, сводка весовая (стр. 13 из 39)
На основе проведенного анализа делаем вывод, что наиболее приемлемым подходом для определения взлетной массы самолета в первом приближении является методика Реймера, так как она позволяет получить приемлемые результаты и наиболее проста. Недостатком является оценка относительной массы пустого самолета, которая определяется статистической зависимостью. Вполне очевидно, что на основе обработки статистических данных невозможно разработать уравнение, позволяющее получить точные значения для всех реактивных магистральных самолетов, так как даже в рамках данной дипломной работы видно, что диапазон таких самолетов огромен.
2.2.5 Определение взлетной массы во втором приближении
Расчет взлетной массы во втором приближении ведется на основе значения взлетной массы в первом приближении.
В соответствии с методикой Егера вычисляются относительные массы основных агрегатов и отдельных групп оборудования по статистическим зависимостям. Основным недостатком данной методики является определение относительной массы оборудования и силовой установки для всей группы в целом, а затем разделение по составляющим, которое, по большому счету, не имеет смысла. Данный подход ведет к тому, что ошибки в статистическом определении массы оборудования в первом приближении переходят в расчет во втором приближении.
Расчет взлетной массы во втором приближении в соответствии с рассматриваемой методикой дает следующие результаты: для проекта по прототипу Ту-154 взлетная масса равна 84235,6 кг, для проекта по прототипу Ту-204 – 92467,25 кг, для проекта по прототипу Ил-96-300 – 218755,9 кг. Итоговые весовые сводки представлены в ПРИЛОЖЕНИЯХ А, Б, В.
Определение взлетной массы во втором приближении в соответствии с методикой Торенбика проводится в виде расчета абсолютных масс основных агрегатов самолета, за исключением крыла, масса которого вычисляется в относительной форме, и составляющих элементов групп самолета. В ходе проведения расчетов были обнаружены некоторые неточности и ошибки в статистических формулах, которые обсуждались в разделе 1.2. В ПРИЛОЖЕНИИ И представлены некоторые результаты расчетов по формулам, представленным в /4/, и по их видоизмененной форме.
В соответствии с рассматриваемой методикой были получены следующие результаты: взлетная масса во втором приближении для проекта по прототипу Ту-154 составляет 78990,9 кг, для проекта по прототипу Ту-204 – 78929,7 кг, для проекта по прототипу Ил-96-300 – 203752,9 кг. Невысокие значения взлетных масс для проектов по прототипам Ту-154 и Ту-204 объясняются вышеуказанной заниженной оценкой массы топлива.
В соответствии с методикой Реймера определение взлетной массы во втором приближении основано на вычислении абсолютных масс основных агрегатов самолета и составляющих элементов силовой установки и оборудования. Отличительной особенностью данной методики является подробное разделение на компоненты отдельных групп весовой сводки самолета, а также вполне обоснованная независимость некоторых элементов группы оборудования от взлетной массы. Например, масса электрооборудования определяется его мощностью и длиной электропроводки (расстояние от генераторов до кабины экипажа), а масса гидравлической системы зависит от размеров самолета и количества функций, выполняемых органами управления. Таким образом, в соответствии с данной методикой возможна более объективная оценка массы оборудования и силовой установки с учетом современных тенденций миниатюризации технических приборов.
Методика по Реймеру позволяет получить следующие значения взлетной массы во втором приближении: для проекта по прототипу Ту-154 взлетная масса равна 79838,2 кг, для проекта по прототипу Ту-204 – 73315,9 кг, для проекта по прототипу Ил-96-300 – 214815,97 кг.
Расчетные значения взлетных масс для проектов по прототипам Ту-154 и Ту-204 значительно ниже реальных. Низкие значения взлетных масс в комбинации с заниженной оценкой тяговооруженности, о которой упоминалось выше, ведет к тому, что тяга первоначально установленных двигателей в большой степени избыточна для рассматриваемых проектов, и существует возможность поставить менее мощный двигатель. Данная ситуация опасна в том плане, что если дальнейшие детальные расчеты покажут, что взлетная масса должна быть увеличена, то это может привести к необходимости перерасчета всех параметров самолета с самого начала, так как резервы по тяге могут оказаться недостаточными. Анализ весовых сводок позволяет сделать следующие выводы: методика Реймера позволяет получить для всех проектов весьма точные результаты по массе конструкции и силовой установки; масса оборудования в среднем в два раза меньше, чем по оценкам методик Егера и Торенбика.
Результаты расчетов основных параметров проектируемых самолетов и их взлетной массы представлены в виде диаграмм и входят в состав графической документации к данному дипломному проекту.
Анализ трех рассмотренных методик, а также результатов расчетов основных параметров и взлетной массы самолетов проводился с целью разработки новой методики, которая, по возможности, исключала бы все недостатки вышеприведенных подходов. Данная методика разрабатывается в разделе 3.
3 РАЗРАБОТКА УТОЧНЕННОЙ МЕТОДИКИ РАСЧЕТА ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА
В процессе анализа были сделаны следующие выводы: оптимальной методикой для оценки основных параметров самолета является методика Егера, расчет взлетной массы в первом и втором приближениях имеет смысл проводить по методике Реймера. Таким образом, с учетом результатов, полученных по методикам Егера и Реймера, новая метода позволит получить более точные значения основных технических параметров самолета: удельной нагрузки на крыло и тяговооруженности, а также вычислить взлетную массу проектируемых самолетов наиболее объективным способом. Результаты расчетов представлены в ПРИЛОЖЕНИИ Л.
Предлагаемая методика предусматривает следующий порядок выбора основных параметров самолета:
3.1 Выбор удельной нагрузки на крыло и типа механизации крыла
Величина удельной нагрузки на крыло выбирается с учетом ее влияния на основные качества самолета и должна удовлетворять следующим условиям:
1) Обеспечение заданной скорости захода на посадку /1/:
, (3.1.1)где
берется по статистике в зависимости от системы механизации крыла: 
Для эффективной механизации 
Для слабой механизации
.2) Обеспечение крейсерского полета /1/:
, (3.1.2)где
берется для скорости, соответствующей числу М=1 на заданной высоте полета (или соответствует величине 
- скорости звука на этой высоте);
, (3.1.3)где
(3.1.4)Коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе
может быть определен по приближенной формуле (3.1.5) /2/:
(3.1.5) Эффективное удлинение крыла /2/:
(3.1.6)Относительная масса топлива
определяется из уравнения /5/:
, (3.1.7)где
/1/
, (3.1.8)где параметр
в дозвуковой зоне может быть выражен как
, (3.1.9)где К = 1,02 для трапециевидных крыльев с
/2/.За расчетное значение удельной нагрузки на крыло принимается наименьшее из значений:
( 
, 
)