Относительные массы конструкции, силовой установки, оборудования и управления и топлива самолетов разных типов

Относительная масса топлива ¯m_Т не зависит от взлетной массы самолета и при известном уровне его аэродинамического качества К и удельном расходе топлива С_р двигателей является функцией скорости, высоты и: дальности полета. Тогда на основе решения уравнения Бреге для дальности полета самолета получаем

где K_Т — коэффициент, учитывающий топливо на запуск и прогрев двигателей, рулежку к месту взлета, разбег на полосе, снижение с крейсерской высоты, пробег и рулежку после посадки» а также аэронавигационный запас топлива. Он зависит от дальности полета и определяется статистически;

m_Т.Н.В — относительная масса топлива, необходимая на набор крейсерской высоты полета;

Н_кр - крейсерская высота полета, м;

V_кр - крейсерская скорость полета, км/час.;

К_кр — аэродинамическое качество самолета в крейсерском полете.

Учитывая сложность функциональной зависимости массы конструкции от геометрических и массовых параметров самолета, ее определяют как сумму масс крыла, фюзеляжа, оперения и шасси:

¯m _кр. = ¯m_кр + ¯m_Ф + ¯m_оп + ¯m_ш

где m_кр¯ = m_кр. / m₀ - относительная масса инструкции крыла;

m_ф¯ = m_ф / m₀ - относительная масса конструкции фюзеляжа;

m_оп¯ = m_оп / m₀ - относительная масса конструкции оперения;

m_ш¯ = m_ш / m₀ - относительная масса конструкции шасси.

Определение составляющих относительной массы конструкции осуществляется с помощью теоретико-статистических формул, выведенных для различных типов самолетов, эти формулы включают теоретическую часть, определяющую функциональную связь между массой агрегатов планера и его параметрами формы и размеров, используемыми материа­лами, действующими нагрузками и особенностями их конструктивно-силовых схем. Это позволяет в процессе проектирования проводить параметрический анализ и осуществлять выбор оптимальных параметров агрегата. Статистическая часть таких формул отражает трудновычислимые на данном этапе составляющие массы того или иного агрегата, а также специфические особенности компоновки проектируемого самолета. Правильный подбор статистических коэффициентов обеспечивает необходимую на данном этапе точность расчетов (примерно 5%).

Типичной является формула для опреде­ления относительной массы крыла дозвуковых пассажирских и транспортных самолетов с турбореактивными двигателями:

где n_Р - принятая расчетная перегрузка; φ - коэффициент, учитывающий нагрузку крыла, размещаемыми на нем грузами (топливу двигателями);

к₁ — коэффициент, учитывающий требования к ресурсу конструкции;

к₂ - коэффициент, учитывающий тип механизации крыла;

к₃ - коэффициент, учитывающий способ герметизации топливных баков в крыле.

Подобные формулы существуют и для других агрегатов планера, а также оборудова­ния и управления. Сводки таких формул для различных самолетов приведены в работах [6, 9].

После определения относительных масс, входящих в уравнение (2), используя значение взлетной массы первого приближения, решают уравнение (1) при фиксированных значениях параметров агрегатов.

Поскольку только в редких случаях это уравнение решается сразу (сумма составляю­щих равна 1), для его решения используют следующий прием. Приняв в качестве первой точки m¹₀ , рассчитывают сумму составляющих при различных значениях, m₀ , при которой сумма составляющих становится равной единице.

Это и будет взлетная масса самолета во втором приближении. Графическая интерпретация этого приема представлена на рисунке приведенном ниже. Пере­сечение построенной, как минимум, по трем точкам кривой с осью абсцисс определяют значение m₀¹¹.

Определение массы самолета в третьем при­ближении. Лимиты массы и их роль в проекти­ровании. Третье приближение делается, когда закончена компоновка самолета, вычерчен его общий вид и намечена силовая схема основ­ных агрегатов.

Его целью являются уточнение масс.

1.Уточнение относительной массы топлива ¯m_Т¹¹¹.

По взлетной массе m₀¹¹ уточнен­ным аэродинамическим характеристикам и характеристикам выбранного двигателя на ос­новании аэродинамического расчета опреде­ляются составляющие массы топлива, затра­чиваемого на взлет, набор высоты и разгон, горизонтальный полет и снижение.

Определяется аэронавигационный запас топлива m_АНЗ:

-для пассажирских самолетов он должен обеспечивать полет от аэродрома планируе­мой посадки до запасного аэродрома на уда­лении 450 км и ожидание на запасном аэро­дроме 30 мин на высоте 400 м;

-для военных самолетов он задается обыч­но в пределах 8..10% для истребителей и около 5% для дальних ударных самолетов. Количество невырабатываемого топлива (%) принимается:

¯m_ТН = (0,3.. 0, 5) m₀

Уточнение массы двигателей и воздухо­заборников с учетом особенностей компоновки силовой установки.