2.8. Определение относительной массы конструкции планера

Для определения относительной массы конструкции планера можно использовать статистическую формулу:

где р_о – удельная нагрузка на крыло, ДН/м² ;

 = 0,35 – для пассажирских самолетов с двигателями на крыле и большой разгрузкой топливом;

 – приближённое значение взлётной массы самолёта, т.

m_кн – масса коммерческой нагрузки, т.

3. Эскизное проектирование самолёта

3.1. Определение взлётной массы самолёта первого приближения mIo.

Определяются абсолютные значения масс целевой и служебной нагрузок. В относительном виде подсчитываются относительные массы конструкции, двигательной установки, топливной системы и оборудования. Из уравнения существования находится взлетная масса первого приближения, уточняемая методом последовательных приближений

Одной из важнейших проблем при проектировании самолета является определение его взлетной массы m₀. Основная задача при этом заключается в обеспечении требуемых взлетно-посадочных характеристик самолета при минимальной величине m_0, потому что любое неоправданное завышение взлетной массы всегда ухудшает эффективность самолета – боевую или экономическую.

Ввиду сложной зависимости m₀ от большого числа параметров, и в связи с тем, что некоторые слагаемые взлетной массы сильно зависят от ее величины, определение m₀ ведется последовательными приближениями.

Взлётная масса самолёта в первом приближении определяется из уравнения существования самолёта

где – масса коммерческой нагрузки, кг.

где - число пассажиров на ЛА;

- объём багажных и грузовых помещений, ;

- средняя удельная масса багажа пассажиров, ;

- средняя удельная масса почты и груза, ;

- средняя масса пассажира (75 кг) и его личного багажа (15 кг).

Найденное значение взлетной массы m^I_o будет отличаться от принятого ранее значения массы m⁰₀ . Если это значение невелико – до 3…5%, то полученную величину можно принять за окончательное значение взлетной массы первого приближения. Если расхождение больше 5%, то необходимо всю операцию повторить, приняв за исходную величину m^I_o.

На последующих этапах проектирования взлетная масса самолета непрерывно уточняется. После проведения весовых расчетов и составления весовой сводки получают взлетную массу второго приближения. По мере дальнейшей, все более углубленной проработке самолета, значение m₀ продолжает уточняться.

3.1.1. Определение массы снаряжения и служебной нагрузки.

В эту группу входят:

• экипаж и стюардессы;

• парашюты, личные вещи и багаж экипажа;

• съемное оборудование буфетов, гардеробов, туалетов, ковры, шторы, литература, продукты питания;

• технические жидкости, масло для силовой установки, несливаемый остаток топлива;

• аварийно – спасательное оборудование: лодки, плоты, пояса и жилеты, аварийные трапы, аварийные пайки, переносное кислородное оборудование;

• служебное оборудование: трапы, лестницы, чехлы, колодки, бортинструмент;

• дополнительное снаряжение.

Приближенно массу этой группы можно определить:

Масса членов экипажа самолёта: m_эк = 75·n_эк=75 · 6 = 450 (кг)

n_эк = 6 - число членов экипажа, вместе со стюардессами;

75 – масса одного члена экипажа гражданского самолета.

Масса оборудования:

m_об = m_сн = k·n_пас = 20·166 = 3320 (кг)

где k = 20 – для заданной продолжительности полета.

3.1.2. Относительная масса оборудования и управления

Может быть определена:

где относительная масса самолетного оборудования;

относительная масса специального оборудования.

3.1.3. Взлетная масса первого приближения

Масса первого приближения равна 82410 кг , погрешность составляет 3,0125%. В связи с тем, что погрешность превышает 3% необходимо уточнить относительную массу конструкции и определить взлетную массу второго приближения.

3.2. Определение геометрических параметров

3.2.1. Определение геометрических характеристик крыла и оперения

Для принятой удельной нагрузки на крыло р₀ = 495,198 ДН/м² и взлетной массы самолета m^I₀ = 82410 кг определяем площадь крыла

Размах

Концевая хорда

Центральная хорда

Средняя аэродинамическая хорда

Углы стреловидности и поперечного V были заданы в пункте 2.1.1.

Принятые ранее при выборе схемы самолета относительные параметры и позволяют определить абсолютные площади горизонтального и вертикального оперения.

Размах горизонтального оперения

Концевая хорда горизонтального оперения

Центральная (корневая) хорда горизонтального оперения

Средняя аэродинамическая хорда горизонтального оперения

Размах вертикального оперения

Концевая хорда вертикального оперения

Центральная (корневая) хорда вертикального оперения

Средняя аэродинамическая хорда вертикального оперения