- •Типовая массовая (весовая) сводка самолета
- •111. Оборудование и управление:
- •5 . 2 Определение массы самолета
- •Относительные массы конструкции, силовой установки, оборудования и управления и топлива самолетов разных типов
- •Составление подробного перечня оборудования самолета и определение массы отдельных систем или отдельных агрегатов оборудования,
- •5.3 Весовое проектирование и контроль массы самолета.
- •5 . 4 Определение моментов инерции самолета
- •5.5 Анализ весовой эффективности применения полимерных композиционных материалов в конструкциях самолетов [5]
- •5.6 Типовая сводка распределения масс самолета по структурным группам (9)
- •5.6.1 Типичное разделение массы пустого самолета в процентах
- •Разбивка массы обычного гражданского самолета
- •5.6.9 Масса группы силовой установки.
- •5.6.10 Определение массы оборудования и систем.
- •5.6.11 Масса системы управления.
- •Масса системы управления Таблица 8
- •5.6.12 Масса группы пилотажно-навигационного (пно) и радиоэлектронного оборудования (рэо).
- •5.6.15 Масса прочего оборудования.
- •Разбивка по массовым группам силовой установки для современных самолетов
- •Примечание: * — процент от установочной массы двигателя;
- •Стандартные массы полезной нагрузки, топлива и масла
- •5.7 Центровка
- •Приблизительное расположение цм отдельных массовых групп самолета
- •Центровочная ведомость самолета
- •5.7.1 Диаграмма загрузки и балансировки
- •5.8 Варианты загрузки и ограничения
- •Центровочная ведомость
5 . 2 Определение массы самолета
Откуда
Это уравнение (2) используется для определения массы самолета в первом приближении. Масса целевой нагрузки, а также снаряжения и служебной нагрузки обычно задается или определяется из ТТТ, Так, для пассажирских самолетов при заданном количестве перевозимых пассажиров Nпас., если количество почты и грузов не задано, массу целевой нагрузи можно определить по формуле:
Чем больше самолет, тем меньше коэффициент при Nпас. Масса оборудования и системы управления определяется на основе перечня оборудования в ТТТ либо на основании статистических данных. Значения относительных масс конструкции, силовой установки и топлива находят либо с помощью эмпирических формул, либо на основе статистических данных.
Следует иметь в виду, что статистические данные должны быть получены для близких по схеме, размерам и назначению самолетов. Отступление от этого правила, экстраполирование по малому количеству точек может привести к недопустимым ошибкам.
Результаты обработки статистических данных по самолетам различного назначения представлены в таблице приведенной ниже.
Определение массы самолета во втором приближении. Для определения массы самолета во втором приближении уже недостаточно информации, определяемой на основе обработки статистических данных и данных ТТТ. Необходимо принять некоторые решения, конкретизирующие проект в части его схемы, типа силовой установку относительных геометрических параметров.
В соответствии с рассмотренным выше алгоритмом выбора проектных параметров самолета, зная то , Р0 и S , используя статистические данные по относительным геометрическим параметрам частей планера, можно выполнить предварительный чертеж общего вида самолета и получить исходные санные для уточненного расчета аэродинамики и параметров массы во втором приближении.
Таким образом, для определения массы самолета во втором приближении необходимо:
1)задаться геометрическими параметрами планера ( λ, χ, с, η ) крыла и оперения (λф, Аго., Аво., mzСу);
2) построить поляры самолета, либо определить значения Cxq и А;
3)определить потребные для полета значения Су и К.
Тогда алгоритм расчета масс самолета может быть следующим.
На основе расчета погребной тяговооруженности самолета уточняется потребная стартовая тяга Р0.
По этой величине выбирается либо конкретный двигатель (с известной массой), либо оптимальный. Его масса определится по формуле
где γ дв. – удельная масса двигателя; n дв - количество двигателей.
Масса силовой установки определяется с помощью полуэмпирических формул типа
где к = 1,25 -для истребителей;
к = 1,6 - для тяжелых дозвуковых самолетов;
к = 1,75 для тяжелых сверхзвуковых самолетов;
а - коэффициент, учитывающий место расположения СУ на самолете;
а = 0,07...0,08 - если двигатели установлены в хвосте;
а = 0,08...0,09 - если двигатели установлены в корне крыла;
а = 0,09...0,11 - если двигатели установлены в хвостовой части фюзеляжа;
а = 0,1...0,12 - если двигатели установлены на крыле.