Методика расчета весового, масса взлетная, тяговооруженность, нагрузка удельная на крыло, формула статистическая, масса относительная, масса абсолютная, уравнение существования, сводка весовая (стр. 14 из 39)
Вычисленную удельную нагрузку на крыло следует сравнить со статистическими данными для аналогичных самолетов. В случае больших расхождений необходимо пересмотреть ТТТ.
3.2 Определение потребной тяговооруженности самолета
Для реактивных магистральных самолетов следует рассмотреть следующие условия выбора потребной тяговооруженности:
1) условие набора высоты при одном отказавшем двигателе /1/:
, (3.2.1)где
задается НЛГС-2 для соответствующего числа двигателей; 
/4/; 
- аэродинамическое качество самолета при разбеге, = 8...10 для дозвуковых самолетов /1/.На расчетном этапе полета (механизация крыла отклонена во взлетное положение, шасси убрано) градиент набора
должен составлять значения, указанные в Таблице 3.2.1 /1/.Таблица 3.2.1 - Значения градиента набора высоты на расчетном этапе полета
 | |
| 2 | 0,024 |
| 3 | 0,027 |
| 4 | 0,030 |
2) условие обеспечения горизонтального полета /1/:
При полете на высоте
, (3.2.2)где
- относительная плотность воздуха на высоте Н; 
- коэффициент, учитывающий изменение тяги по скорости полета /1/: 
, (3.2.3) 
- коэффициент, учитывающий степень дросселирования двигателя. Обычно он принимается равным 0,8...0,9 /1/.3) условие обеспечения полета на потолке /1/:
, (3.2.4)где коэффициент
рассчитывается для скорости 
.4) условие обеспечения заданной длины разбега самолета при взлете
/1/: 
, (3.2.5)где
, 
и 
берутся по статистике;можно принимать:
1,9...2,1 – при эффективной механизации крыла;
=1,3...1,5 – при средней механизации крыла;
выбирается в соответствии с рекомендациями /1/.За расчетную величину тяговооруженности самолета принимают наибольшее значение из вычисленных по вышеприведенным формулам.
( 
, 
, 
, 
)Вычисленную тяговооруженность следует сравнить со статистическими данными для аналогичных самолетов. В случае больших расхождений необходимо пересмотреть ТТТ.
3.3 Определение взлетной массы самолета в первом приближении
Определяются абсолютные массы полезной нагрузки и экипажа и относительные массы пустого самолета и топлива. Из уравнения существования вычисляется взлетная масса в первом приближении. Так как относительная масса пустого самолета зависит от взлетной массы, то процесс вычисления взлетной массы итерационный. Таким образом, необходимо на основе статистического материала выбрать предварительное значение взлетной массы проектируемого самолета. Если вычисленная взлетная масса отличается от предварительной не более чем на 3 – 5%, то полученную расчетную величину можно принять за окончательное значение взлетной массы первого приближения. В противном случае необходимо провести повторный расчет при новом значении предполагаемой взлетной массы.
3.3.1 Определение массы полезной нагрузки
Приближенно масса полезной (коммерческой) нагрузки может быть определена по следующей формуле /2/:
, (3.3.1)где
средняя масса одного пассажира, 
75 кг; 
масса багажа, перевозимого одним пассажиром, 
30 кг – для магистральных самолетов, 15 кг – для самолетов местных линий;1,3 – коэффициент, учитывающий массу дополнительного платного груза и почты.
Масса экипажа
определяется следующим образом:
, (3.3.2)где
число членов экипажа, выбирается по /1/; 
=75 кг.3.3.2 Определение относительной массы пустого самолета
Для реактивного транспортного самолета статистическая зависимость для определения относительной массы пустого самолета имеет вид /5/:
, (3.3.3)где
в кг; 
в даН/м2.3.3.3 Определение относительной массы топлива
Необходимое на полет количество топлива зависит от профиля полета, аэродинамических характеристик самолета и удельного расхода топлива двигателем. В первом приближении можно принять, что масса топлива пропорциональна массе самолета, тогда относительная масса топлива практически не зависит от массы самолета. Относительная масса топлива может быть определена на основе заданного профиля полета, а также статистических оценок аэродинамических характеристик и удельного расхода топлива.
Таким образом, для определения относительной массы топлива необходимо задать профиль полета. Например, типовой профиль полета для магистрального самолета представлен на Рисунке 3.3.1.
Рисунок 3.3.1 - Типовой профиль полета магистрального самолета
Профиль полета необходимо разделить на характерные этапы. Для данного профиля имеет смысл следующее деление: (0-1) запуск двигателей и взлет, (1-2) набор высоты, (2-3) крейсерский полет, (3-4) режим ожидания, (4-5) снижение перед посадкой, (5-6) посадка и руление.
Расчет проводим при помощи коэффициентов массы самолета по участкам полета
- отношение массы самолета в конце i – го участка полета к массе самолета в начале того же участка.Коэффициент массы на участке запуска двигателей и взлета определяется по статистике /5/:
0,97 – 0,99 (3.3.4)Коэффициент массы на участке набора высота и разгона /5/:
(3.3.5)Формула (3.3.5) справедлива при разгоне от М =0,1. Если это условие не выполняется, то сначала рассчитывается коэффициент массы для разгона от М=0,1 до требуемого числа М начала разгона, и затем делится на коэффициент массы при разгоне от М =0,1 до числа М конца разгона. Например, коэффициент массы при разгоне от М =0,1 до М =0,8 равен 0,9805, тогда как при ускорении от М =0,1 до М =2,0 коэффициент массы составляет 0,937. При разгоне от М =0,8 до М =2,0 коэффициент массы будет равен (0,937/0,9805) или 0,956.
Коэффициент массы на крейсерском участке определяется при помощи уравнения Бреге /5/:
(3.3.6)