Методика расчета весового, масса взлетная, тяговооруженность, нагрузка удельная на крыло, формула статистическая, масса относительная, масса абсолютная, уравнение существования, сводка весовая (стр. 8 из 39)
- масса пустого самолета при поставке (масса пустого самолета после изготовления плюс масса стандартных (съемных) элементов), кг; 
максимальная дальность, км.Формула (1.2.43) в представленном виде дает неверные результаты: масса оборудования составляет сотни тонн (см. ПРИЛОЖЕНИЕ И). Для расчетов была использована следующая формула, которая дает приемлемые значения массы оборудования:
(1.2.44)1.2.7.3 Гидравлическая, пневматическая и электрическая системы
Суммарная масса гидравлической и пневматической систем при бустерном управлении, полностью дублированном, определяется следующим образом:
(1.2.45)Масса электрической системы:
(1.2.46)Формула (1.2.46) предназначена для определения массы электрической системы постоянного тока, хотя на прототипах рассматриваемых самолетов используется переменный ток. В /4/ отсутствуют другие данные.
1.2.7.4 Внутренняя отделка и оборудование
, (1.2.47)где
максимальная масса самолета без топлива, кг.1.2.7.5 Система кондиционирования и противообледенительная система
В /4/ представлены данные для объединенных систем:
, (1.2.48)где
длина пассажирской кабины, м.1.2.7.6 Прочее
К данной группе относятся вспомогательные устройства, фотооборудование, внешние покрытия и т.п. Обычно массу этой группы принимают в пределах до 1% от
.1.3 Расчет самолета в соответствии с методикой Реймера
По аналогии с методикой Егера на основе материалов, изложенных в /5/, автором данной дипломной работы разрабатывается методика по Реймеру. Издания источника /5/ на русском языке не существует, поэтому, для целей данной работы автором диплома был выполнен перевод некоторых глав. Многие формулы видоизменены вследствие перевода системы единиц США в метрическую систему измерения.
В соответствии с методикой Реймера определяется следующий порядок выбора основных параметров самолета.
1) Определяется значение тяговооруженности
в зависимости от числа М. Для реактивных транспортных самолетов эта зависимость имеет вид: 
(1.3.1)2) Определяется значение тяговооруженности
из условия обеспечения крейсерского полета. В горизонтальном полете имеет место равенство: 
(1.3.2)Аэродинамическое качество на крейсерском режиме
определяется по статистике на основе /5/.Значение тяговооруженности на крейсерском режиме приводится к взлетным условиям:
, (1.3.3)где
- отношение массы самолета на крейсерском участке к взлетной массе, 
; 
- отношение взлетной тяги к тяге на крейсерском режиме; данное отношение определяется на основе данных о выбранном двигателе (ПРИЛОЖЕНИЕ К), а если это невозможно, то из данных о подобных двигателях. Ориентировочно для ТРДД с высокой степенью двухконтурности оно равно 0,2 – 0,25.3) Проводится предварительный выбор тяговооруженности самолета:
( , 
)4) В зависимости от предварительного значения тяговооруженности определяется удельная нагрузка на крыло из условия обеспечения дистанции разбега. Расчет проводится на основе «параметра взлета» (ПВ), который определяется по Рисунку Г.1 (ПРИЛОЖЕНИЕ Г).
(1.3.4)При выполнении требования
коэффициент подъемной силы при взлете равен: 
(1.3.5)В соответствии с рекомендациями /5/ коэффициент максимальной подъемной силы в условиях взлета принимается равным
= 2 для всех проектируемых самолетов.5) Определяется удельная нагрузка на крыло из условия обеспечения посадочной дистанции.
, (1.3.6)где
учитывает снижение с высоты условного препятствия, для магистральных самолетов 
304,8 м.В соответствии с рекомендациями /5/ коэффициент максимальной подъемной силы в условиях посадки принимаем равным
= 2,4 для всех проектируемых самолетов.Значение удельной нагрузки на крыло при посадке приводится к взлетному значению следующим образом:
, (1.3.7)где
- отношение массы самолета при посадке к взлетной массе, 
.6) Определяется удельная нагрузка на крыло из условия обеспечения крейсерского полета.
, (1.3.8) 
, (1.3.9)Значение коэффициента Освальда может быть определено по статистике: для реактивных транспортных самолетов е = 0,8.
Коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе
можно определить следующим образом: 
, (1.3.10)где
коэффициент эквивалентного поверхностного трения; для гражданских транспортных самолетов он составляет 
0,003; 
- отношение площади омываемой поверхности самолета к площади крыла (теоретической), определяется по статистике на основе /5/.Значение удельной нагрузки на крыло, вычисленное по (1.3.9), является оптимальным только для крейсерского режима. Как правило, для реактивных транспортных самолетов оно является «выпадающим», т.е. явно заниженным. В этом случае данное значение удельной нагрузки следует игнорировать.
7) Проводится выбор удельной нагрузки на крыло
( 
, 
, 
)8) С учетом выбранной удельной нагрузки на крыло определяется значение тяговооруженности
из условия обеспечения взлета при отказе одного двигателя. 
, (1.3.11)где скоростной напор q соответствует условиям на уровне моря (
1,23 кг/м3) или условиям на высоте 1524 м в условиях жаркого дня ( 0,974 кг/м3).9) Проводится итоговый выбор тяговооруженности самолета
( , , 
)Если итоговое значение тяговооруженности превышает предварительное, рассчитанное в пункте 3, то следует провести повторные вычисления пунктов 4 – 8, в которых содержится
, используя итоговое значение тяговооруженности.При расчете необходимо учесть влияние механизации на значения
и е: при взлетном положении закрылков 
увеличится на 2%, а е уменьшиться на 5%.