Истребитель / Текст / Раздел 3. Расчет массы самолета
.doc
Раздел 3.
Расчет взлетного веса и выбор основных параметров самолета.
-
3.1. Определение массы самолета в 1 приближении (из статистики).
Масса самолета:
,
где
mц.н.
– масса целевой нагрузки, mсл.н.-
масса служебной нагрузки (задаются
заданием); mс.у.
– масса силовой установки (см. раздел
2);
-
относительная масса конструкции,
-
относительная масса оборудования
управления,
-
относительная
масса топлива (берутся из статистики):
Тогда:
-
3.2. Определение основных параметров самолета
3.2.1 Расчет расходуемого в полете топлива.
,
где e=2,72; Lкр=0,93L – дальность крейсерского полета, км; cp кр – удельный расход топлива в крейсерском полете, кг/кгс ч; Ккр – аэродинамическое качество самолета в крейсерском полете; Vкр – заданная крейсерская скорость, км/ч; kт – статистический коэффициент, учитывающий навигационный запас топлива и топлива на планирование (снижение) самолета с крейсерской высоты полета.
Относительный вес топлива, необходимого на набор крейсерской высоты (и скорости) полета:
,
где
Hкр
и Vкр
–
крейсерская высота и скорость, м и м/с
соответственно; g
= 9,81 м/с2;
-
стартовая тяговооруженность самолета.
3.2.2 Определение величины удельной нагрузки на крыло p’0 из условия посадки самолета.
,
где Vз.п. – скорость захода на посадку (определяется заданием), а величина Cy max пос берется из статистики:
3.2.3 Определение величины удельной нагрузки на крыло p’’0 из условия обеспечения заданной крейсерской скорости полета Mкрейс.
,
где qM=1 – скоростной напор берется для скорости, соответствующей числу М=1 на заданной высоте полета; величина Cy крейс берется по статистике:
3.2.4 Определение величины удельной нагрузки на крыло p’’0 из условия полета на допускаемых коэффициентах подъемной силы и эксплуатационной перегрузки.
,
где Cy доп – допустимый коэффициент подъемной силы, ny доп – допустимая перегрузка, qманевр – скоростной напор:
3.2.5 Выбор величины удельной нагрузки на крыло.
Выбор произведем из условия:
3.2.6 Определение тяговооруженности самолета из условия набора высоты при одном отказавшем двигателе.
,
где Kнаб из статистики, а tgΘ задается НЛГС-2 для соответствующего числа двигателей (nдв)
3.2.7 Определение тяговооруженности самолета из условия обеспечения горизонтального полета.
,
где Ккрейс – качество на крейсерском режиме, коэффициент φруд учитывает степень дросселирования двигателя в крейсерском полете до режима, соответствующего неограниченному времени работы двигателя, или до режима, соответствующего оптимальному расходу топлива.
3.2.8 Определение тяговооруженности самолета из условия обеспечения заданной длины разбега.
,
где Cymax взл, fразб и Кразб берётся из статистики:
3.2.9 Определение тяговооруженности самолета из условий:
а) заданной скороподъемности.
,
где Vy – заданная вертикальная скорость; V – заданная или наивыгоднейшая скорость полета:
б) заданной максимальной скорости полета на заданной высоте.
в) полета с заданной установившейся эксплуатационной перегрузкой nэу при заданных V и H
3.2.10 Выбор величины тяговооруженности самолета.
Выбор произведем из условия:
3.2.11 Определение основных абсолютных параметров самолета.
-
3.3. Определение массы конструкции во 2 приближении
3.3.1 Определение относительной массы крыла
,
где np – заданная нормами прочности перегрузка; φ – коэффициент, учитывающий разгрузку; kt – температурный коэффициент; λ – удлинение крыла; S – площадь крыла; c0 – относительная толщина профиля; p0 – нагрузка на крыло:
3.3.2
Определение относительной массы фюзеляжа
,
где dф.экв. – эквивалентный диаметр фюзеляжа, м; М – расчетное число М полета:
3.3.3
Определение относительной массы оперения
,
где g = 3+7,2x10-3qmaxmax:
3.3.4 Определение относительной массы шасси
3.3.5 Определение относительной массы оборудования управления
3.3.5 Определение массы самолета во втором приближении
-
3.3.6 Определение погрешности расчетов массы.
Допустимая погрешность на стадии эскизного проекта – 3…5%, таким образом, погрешность данных вычислений укладывается в допустимые рамки.