Методика расчета весового, масса взлетная, тяговооруженность, нагрузка удельная на крыло, формула статистическая, масса относительная, масса абсолютная, уравнение существования, сводка весовая (стр. 5 из 39)
- относительная масса носовой опоры шасси (на стояке), обычно 
. 
, (1.1.42)где
- коэффициент, учитывающий число главных стоек шасси: =1,0 , если основная опора состоит из двух стоек (проекты по прототипам Ту-154, Ту-204); =1,1, если основная опора состоит из трех стоек (проект по прототипу Ил-96-300); 
, (1.1.43)где
- число всех колес главных стоек шасси (для шасси с тележкой – число пар колес); 
- ширина колеса (шины), м.Относительная масса носовой опоры шасси:
, (1.1.44)где
- коэффициент, учитывающий число главных стоек шасси: 
(проекты по прототипам Ту-154, Ту-204); 
(проект по прототипу Ил-96-300).Масса силовых элементов носовой стойки:
, (1.1.45)где
- высота носовой стойки (от оси колес до оси поворота), м; 
- эксплуатационная нагрузка на носовую стойку шасси при торможении, т.Приближенно:
(1.1.46)Масса конструктивных элементов носовой стойки:
(1.1.47)Если для шасси требуются обтекатели, то их массу необходимо включить в массу шасси. Масса обтекателей шасси составляет 10...12% от суммарной массы шасси.
Формулы (1.1.28 – 1.1.37) справедливы для самолетов всех типов, исключая палубные, с взлетной массой
104 кг.1.1.5 Масса силовой установки
, (1.1.48)где
- коэффициент, показывающий, во сколько раз масса силовой установки больше массы двигателей; 
- удельная масса двигателей; 
- стартовая тяга, кгс.В относительных величинах:
, (1.1.49)где
- стартовая тяговооруженность.
, (1.1.50)где
- коэффициент, зависящий от компоновки самолета и числа двигателей; =1,02 для трех двигателей, расположенных в хвостовой части фюзеляжа (проект по прототипу Ту-154); =0,95 для двух двигателей, расположенных на крыле (проект по прототипу Ту-204); =1,0 для четырех двигателей, расположенных на крыле (проект по прототипу Ил-96-300). 
- коэффициент, зависящий от числа М полета, формы воздухозаборников и сопел.При полете на М<1 и для круглых воздухозаборников и сопел
=0,0236. 
- число двигателей на самолете (без вспомогательных); 
- число двигателей, оборудованных реверсами тяги; 
- коэффициент, учитывающий наличие у двигателей форсажных камер; 
=1 – без форсажа (для всех рассматриваемых проектов);1.1.6 Относительная масса топлива
, (1.1.51)где индексы означают «н. р.» - взлет, набор высоты и разгон до крейсерской скорости;
«сн. п.» - снижение и посадка;
«н. з.» - навигационных запас;
«пр» - прочее (для маневрирования по аэродрому, опробования двигателей, несливаемый остаток).
, (1.1.52)где
- начальная высота крейсерского полета, км. 
, (1.1.53)где
- конечная высота крейсерского полета перед снижением самолета, км. 
(1.1.54) 
(1.1.55)На режиме (V,K) = const
, (1.1.56)где
– дальность полета без расходования навигационного запаса, км; 
– горизонтальная дальность при наборе высоты, разгоне и снижении; 
- средняя высота крейсерского полета, км;W – расчетная скорость встречного ветра, при полете на высотах 10...12 км W=70 км/ч.
1.2 Расчет самолета в соответствии с методикой по Торенбику
По аналогии с методикой Егера на основе материалов, представленных в /4/, в данной дипломной работе была разработана методика по Торенбику. Вид формул соответствует данным источника, порядок выполнения и объем методы определялся автором диплома.
В соответствии с методикой по Торенбику определяется следующий порядок выбора основных параметров самолета.
1) На основе статистических данных задаются предполагаемыми значениями взлетной массы самолета
.2) Определяется удельная нагрузка на крыло
из условия обеспечения горизонтального полета на крейсерском режиме: 
, (1.2.1)
, (1.2.2)где коэффициент
пропорционален коэффициенту профильного сопротивления; для самолетов с убирающимся шасси его величина находится в пределах от 0,008 до 0,01. Для рассматриваемых проектов принимаем 
=0,01.е – коэффициент Освальда, для скоростных реактивных самолетов он составляет 0,75...0,85 (с увеличением стреловидности коэффициент е уменьшается). Для рассматриваемых проектов принимаем е= 0,8.
3) Определяется удельная нагрузка на крыло
из условия обеспечения нормального взлета самолета: 
, (1.2.3)где
- средняя тяга при средней скорости 
с учетом эффекта спутной струи и отбора мощности. 
(1.2.4)Характерные требования к параметрам нормального взлета для самолетов, сертифицируемых по FAR 25, представлены в Таблице 1.2.1.
Таблица 1.2.1 - Требования к нормальному взлету
| V4/Vc | kвзл | Hвзл, м |
| 1,25 – 1,3 необязательное требование | 1,15 | 10,7 |
начальная скорость набора высоты при нормальном взлете, м/с; 
эквивалентный коэффициент трения с учетом аэродинамических сил: 
(1.2.5)