1. ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ

1.1. ЗАДАЧИ ДИПЛОМНОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ

Дипломное проектирование является заключительным этапом обучения студентов в вузе.

Главные задачи дипломного проектирования - закрепление и углубление знаний, полученных студентом в течение всего периода обучения в Московском авиационном институте, а также приобретение навыков в решении сложных инженерных задач в области проектирования и конструирования современных самолетов и их агрегатов.

Дипломный проект является первым шагом студента в самостоятельной работе в качестве инженера-механика по самолетостроению.

1.2. СОСТАВ ДИПЛОМНОГО ПРОЕКТА

Дипломный проект охватывает наиболее характерные вопросы проектирования современных самолетов. Требования к глубине проработки этих вопросов учитывают реальность их выполнения в учебном процессе в установленные сроки.

Дипломный проект состоит из графической части общим объемом, эквивалентным 15+20 чертежным листам формата 841х594, и пояснительной записки (100-130 листов формата 297х210). Проект включает в себя следующие обязательные разделы (в скобках указана примерная трудоемкость разделов):

1. Предварительные изыскания (3%).

2. Выбор схемы самолета и типа двигателя (3%).

3. Расчет взлетного веса и выбор основных параметров самолета (4%).

4. Определение основных летно-технических характеристик (ЛТХ)

самолета (6%).

5. Компоновка самолета (25%).

6. Определение характеристик маневренности, продольной устойчивости и управляемости (4%).

7. Разработка конструкции агрегата (16%).

8. Научно-исследовательский раздел (14%).

9. Технологический раздел (15%).

10. Организационно-экономический раздел (5%).

11. Охрана труда и окружающей среды (3%).

12. Анализ результатов проектирования (2%).

В графическую часть дипломного проекта входят:

чертеж общего вида самолета;

чертеж компоновки самолета;

схема членения самолета;

чертеж агрегата;

чертеж приспособления (для сборки или испытаний агрегата);

плакат, иллюстрирующий научно-исследовательский раздел;

плакат, иллюстрирующий область и профили возможных полетов самолета.

Пояснительная записка должна содержать указанные разделы (соответствующие главы записки). В каждой главе студент приводит обоснования принятых решений, требуемые расчеты и помещает необходимый иллюстративный материал (таблицы, графики, схемы, эскизы и пр.). Все иллюстрации должны быть пронумерованы и снабжены поясняющими под рисуночными надписями.

В пояснительную записку необходимо поместить перечни чертежей и использованной литературы, а также оглавление.

Изменение состава дипломного проекта или содержания отдельных разделов должно быть строго обосновано и допускается только с разрешения заведующего кафедрой.

Кафедра рекомендует использовать средства автоматизации проектно-конструкторских работ при выполнении дипломного проекта, а также разрешает выполнять комплексные дипломные проекты (группой студентов).

Требования и рекомендации к содержанию и выполнению подобных дипломных проектов изложены в главе 3 данного пособия.

1.3. СТРУКТУРА ЗАДАНИЯ НА ДИПЛОМНЫЙ ПРОЕКТ

Задание на дипломный проект студент получает от руководителя проекта.

В задании указывается тема проекта; исходные требования на проектирование самолета; агрегат самолета, подлежащий подробной разработке, и тема НИР.

Тема на разработку агрегата и тема НИР дипломного проекта (см. требования к разд. 7 и 8) уточняются в процессе прохождения студентом преддипломной практики; эти темы должны быть органически связаны с темой дипломного проекта (при выдаче задания по данным разделам желательно учитывать профиль подразделения, в котором будет работать студент после окончания института).

Задания по разд. 9-11 дипломного проекта студент получает от консультантов этих разделов (после выдачи заданий по разделам 7 и 8).

1.4.ОРГАНИЗАЦИОННО-АДМИНИСТРАТИВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К ВЫПОЛНЕНИЮ ДИПЛОМНОГО ПРОЕКТА

Данные требования составлены на основе директивных документов по высшей школе и направлены на совершенствование организации дипломного проектирования и повышения качества выполнения дипломного проекта.

1. Перед началом дипломного проектирования кафедра проводит собрание студентов-дипломников и преподавателей. На собрании доводятся до сведения студентов требования кафедры к дипломному проектированию и выдается предварительное задание на проект.

Отсутствие студента (по любой причине) на организационном собрании не освобождает его от выполнения всех требований к дипломному проектированию.

2. По завершению преддипломной практики студент обязан в 2-х недельный срок получить зачет по практике и подписать бланк задания на проект у руководителя проекта. На этом бланке указывается дата выдачи задания и дата готовности проекта. После подписания задания у всех консультантов студент передает его на кафедру для утверждения заведующим кафедрой.

Студентам, имеющим академические задолженности по дисциплинам учебного плана, задание не утверждается до ликвидации всех задолженностей.

3. Кафедра организует учет планомерного выполнения студентами дипломного проекта. В установленные сроки руководителем фиксируется процент выполнения проекта.

Студент обязан посещать консультации преподавателя-руководителя дипломного проекта не реже одного раза в две недели.

4. За систематическое нарушение требований к дипломному проектированию (значительное отставание от графика выполнения проекта,

пропуск более 50% всех возможных консультаций и неутвержденное задание на проект) студент может быть отстранен от дальнейшей работы над проектом и представлен кафедрой к отчислению из института.

Руководитель проекта представляет на кафедру мотивированное заключение по данному вопросу.

5. В целях планомерного выполнения дипломного проекта студентам необходимо придерживаться следующих сроков готовности проекта (в скобках указан срок для студентов вечернего обучения):

25...30% - 1/ХП (1/1У);

40...45% - 15/ХП (15/1У);

60...65% - 1/1 (1/У);

80...85% - 15/1 (15/У);

100% - 1/П (1/У1).

Срок полной готовности (выполнения) дипломного проекта для всех студентов одинаков, а именно:

1-февраля для студентов дневного обучения

1-июня для студентов вечернего обучения.

6. Расписание защит проектов кафедра составляет по завершению преддипломной практики.

7. К защите дипломного проекта перед Государственной Экзаменационной комиссией (ГЭК) должны быть представлены: утвержденное задание на проект, отзыв руководителя проекта, отзыв консультанта по технологической части, рецензия на проект и допуск кафедры к защите либо мотивированное заключение кафедры (в конфликтных случаях) , которое секретарь ГЭК обязан зачитать перед защитой проекта.

8. При неявке на защиту по неуважительной причине в указанный в расписании срок либо при неудовлетворительной защите дипломного проекта студент отчисляется из института, направляется на работу и имеет право представить к защите дипломный проект в течение 3 лет в период очередной работы ГЭК. Тему проекта для повторной защиты определяет кафедра.

1.5. Выполнение дипломного проекта

Приступая к выполнению дипломного проекта, студент обязан тщательно изучить настоящее пособие и обсудить с руководителем проекта все возникшие вопросы.

В период преддипломной практики студент должен полностью выполнить разделы 1 и 2; разделы 3, 4, 7 и 8 дипломного проекта выполняются частично (по указанию руководителя проекта).

На выполнение дипломного проекта (помимо преддипломной практики) отводится 14 недель. По истечении установленного срока проект должен быть выполнен полностью.

Выполненный дипломный проект должен быть подписан студентом, всеми консультантами и руководителем проекта, после чего проект представляется на кафедру для допуска к защите и назначения рецензента.

В случае грубых ошибок или нарушения настоящий требований к дипломному проектированию студент не допускается кафедрой к защите проекта перед ГЭК.

1.6. РЕЦЕНЗИРОВАНИЕ ДИПЛОМНОГО ПРОЕКТА

Эти требования кафедры представляют собой ИНСТРУКЦИЮ, утвержденную кафедрой 17.03.86 г., для рецензентов дипломных проектов, назначаемых кафедрой.

1. Рецензент обязан изучить требования кафедры, которым должны удовлетворять дипломные проекты.

Требования изложены в данном учебном пособии.

2. Рецензент принимает от студента дипломный проект на рецензию только по предъявлении студентом письменного направления кафедры, которым служит бланк допуска к защите, подписанный руководителем проекта.

На бланке указывается фамилия и.о. рецензента.

3. При просмотре дипломного проекта необходимо особое внимание уделять выполнению разделов 5, 7 и 8.

4. При составлении рецензии рецензент обязан, избегая общих фраз и замечаний, указывать на конкретные ошибки или нарушения требований кафедры к дипломному проекту.

Необходимо отмечать оригинальность конструкторских решений в разработке агрегата, технологичность конструкции, применение новых материалов, актуальность поставленных в НИР вопросов и глубину их решения, грамотное использование ЭВМ в проекте, целесообразность использования агрегата или НИР проекта для более глубокой проработки в промышленности и т.д.

5. Рецензент обязан давать оценку проекта по 4-х балльной системе: отлично, хорошо, удовлетворительно, неудовлетворительно.

1.7. ЗАЩИТА ДИПЛОМНОГО ПРОЕКТА.

На защиту дипломного проекта студент обязан представить требуемые чертежи и плакаты, пояснительную записку и необходимую документацию.

Все чертежи и плакаты должны быть подписаны студентом и руководителем дипломного проекта (а чертежи компоновки самолета, агрегата, схемы членения самолета и стапеля сборки агрегата должны быть подписаны еще и консультантом по технологической части).

В пояснительную записку вшиваются титульный лист и утвержденное заведующим кафедрой задание на дипломный проект. На титульном листе указывается тема проекта, фамилия и.о. студента, руководителя проекта, всех консультантов и рецензента проекта. Титульный лист подписывается всеми указанными лицами.

Состав необходимой для защиты дипломного проекта документации см. разд. 1.4 п. 7.

На защите дипломного проекта студент должен сделать доклад и ответить на вопросы членов ГЭК по проекту и докладу.

В целях большей логической последовательности построения и выполнения доклада графический материал дипломного проекта рекомендуется расположить в следующем порядке: чертеж общего вида самолета, плакат "Область и профили возможных полетов", схема членения самолета, чертеж компоновки самолета, чертеж агрегата, чертеж приспособления (для сборки или испытаний агрегата), плакат по НИР.

Доклад должен начинаться с названия темы проекта и краткого перечисления ТТТ к проектируемому самолету (указанных в задании на проект).

Затем поясняются главные особенности выбранной схемы и полученные основные ЛТХ, компоновка самолета (конструктивно-силовая схема основных частей самолета и размещение главных систем и целевой нагрузки).

На разработке агрегата и НИР студент должен остановиться более подробно, акцентируя внимание членов ГЭК на главных результатах разработки (принятых в проекте оригинальных конструктивных решениях, актуальности поставленных вопросов, технологичности конструкции, применении новых материалов, использовании ЭВМ и т.д.).

В конце доклада приводятся (кратко) результаты выполнения организационно-экономического раздела дипломного проекта и раздела по охране труда и окружающей среды.

Заканчивается доклад выводами из раздела "Анализ результатов проектирования".

На доклад студенту отводится 15...20 мин.

2. ТРЕБОВАНИЯ К РАЗДЕЛАМ ДИПЛОМНОГО ПРОЕКТА

Последовательность выполнения разделов дипломного проекта, отраженная в их нумерации, соответствует сложившейся многолетней практике их разработки в процессе дипломного проектирования по кафедре "Проектирование самолетов" МАИ и в определенной степени учитывает практику реального проектирования самолетов в ОКБ.

Формулы для выполнения необходимых расчетов приводятся в данном учебном пособии только в тех случаях, когда в аналогичных формулах литературы (1) имеются опечатки, либо подобные формулы в литературе (1) отсутствуют.

2.1. ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫЕ ИЗЫСКАНИЯ

Назначением этого раздела является подготовка исходного материала для самостоятельной работы студента над дипломным проектом.

Выполнение проекта должно начинаться с анализа рекомендуемой литературы на с. 99 (учебники, курсы лекций, учебные и методические пособия, информация ЦАГИ и ВИНИТИ) и изучения основных ТТТ, предъявляемых к самолетам данного типа (см., например, (l, с. 40, 236, 257, 280, 324) ;l7) ; (8) и др.).

В целях наименьшей затраты времени при выполнении раздела 1 дипломного проекта студент должен придерживаться следующей последовательности :

1. Описать основные задачи, для решения которых предназначены самолеты данного типа.

2. Выбрать из существующих отечественных и зарубежных самолетов данного типа два-три самолета, наиболее близких по своим ЛТХ к проектируемому самолету, которые в дальнейшем будут рассматриваться как самолеты-прототипы.

Для этих самолетов проанализировать схемы и чертежи конструкции и указать следующие основные ЛТХ:

характерные скорости, высоты и дальности полетов;

взлетно-посадочные характеристики (скорости, дистанции, потребная длина ВПП или класс аэродрома);

нормальный (расчетный) и максимальный взлетный вес самолета;

нормальный и максимальный вес и состав целевой нагрузки;

состав, количество (и вес) экипажа;

вес топлива во внутренних баках (с указанием размещения баков на самолете);

вес топлива в подвесных баках (если таковые предусмотрены);

стартовая удельная нагрузка на крыло;

стартовая тяговооруженность самолета (с форсажем и без форсажа) .

3. На основе статистических данных (по характеристикам самолетов-прототипов и рекомендуемой литературе) составить перечень вероятных значений характеристик проектируемого самолета, необходимых для дальнейшей работы над дипломным проектом. Именно этот материал должен быть использован студентом в тех случаях, когда для разработки других разделов дипломного проекта необходимы те или иные характеристики самолета, а их определение не предусмотрено (из-за лимита времени) настоящими требованиями.

В этом перечне должны быть приведены следующие параметры и характеристики проектируемого самолета.

Весовые параметры:

относительный вес конструкции ();

относительный вес силовой установки ();

относительный вес оборудования и управления ();

относительный вес топлива ();.

В дипломном проекте можно использовать следующие статистические значения указанных весовых параметров. Значения параметров для современных дозвуковых пассажирских самолетов (ДПС) и военно-транспортных самолетов (ВТС) в зависимости от расчетной дальности L полета представлены в табл. 1.1.

Таблица 1.1

Значения параметров для современных истребителей в зависимости от назначения (главной задачи) самолета приведены в табл. 1.2.

Значения весовых параметров для других типов самолетов см., например, (l, с. 130).

Геометрические параметры:

удлинение крыла, г.о. и в.о. (см., например, (1, с. 463, 466, 606));

сужение крыла, г.о. и в.о.;

углы стреловидности крыла, г.о. и в.о.;

относительная толщина профиля (если относительная толщина переменна по размаху крыла, указать у корня и на конце крыла);

относительные параметры оперения (, ,, , ,)например, (1, с. 189).

углы поперечного “V” крыла и Г.О.;

удлинение фюзеляжа (см., например, ( 1, с. 409));

удлинение носовой части;

удлинение хвостовой части.

аэродинамические и другие характеристики (см., например (1 с, 76, 81, 88, 90, 582,))

коэффициент подъемной силы (при отрыве, в крейсерском полете и при посадке);

аэродинамическое качество самолета (при отрыве, в крейсерском полете и при посадке);

степень продольной статической устойчивости на дозвуковых скоростях полета (см. разд. 2.5.2);

коэффициент трения (при разбеге и пробеге).

Ограничения:

по скоростному напору;

по числу М

по перегрузке.

Полученный статистический материал студент должен обсудить с руководителем дипломного проекта.

Руководитель проекта, учитывая конкретные особенности разрабатываемого самолета, может расширить указанный перечень необходимых характеристик.

4. Если имеется возможность использования ЭВМ в разработке дипломного проекта, студент обязан обсудить этот вопрос с руководителем проекта и указать разделы, которые будут выполнены с использованием ЭВМ (наиболее подходящим для этих целей является НИР дипломного проекта). Конкретные рекомендации по широкому использованию ЭВМ для выполнения дипломного проекта (см. разд. 3.1.)

2.2. ВЫБОР СХЕМЫ САМОЛЕТА И ТИПА ДВИГАТЕЛЯ

В этом разделе дипломного проекта студент должен определить внешнюю конфигурацию проектируемого самолета, выбрать тип двигателя и предварительное количество двигателей.

В дипломном проекте студент выбирает схему самолета и предварительное количество двигателей на основании задания на дипломный проект, анализа схемы самолетов-прототипов и рекомендаций, опубликованных в литературе (см., например, (1, с. 94, 593); (6), (7).

Студент должен дать краткое обоснование (указать преимущества и недостатки) принятым решениям:

1) по схеме самолета в целом ("нормальная", "утка" и др.);

2) по форме и расположению на самолете крыла; фюзеляжа; оперения; шасси и воздухозаборников;

3) по количеству и размещению двигателей.

Результатом этой работы должен быть эскиз общего вида самолета, отражающий главные аэродинамические особенности выбранной схемы. Эскиз выполняется в трех ортогональных проекциях на листе форматом 297х210.

На рис. 2.1 показан пример оформления эскиза в пояснительной записке дипломного проекта.

Тип двигателя студент может принять по самолету-прототипу или, проконсультировавшись с руководителем проекта, выбрать более современный двигатель, подходящий для данного класса самолетов (см., например, (l, с. 589).

Для выбранного двигателя указать:

тип двигателя (1, с. 112);

степень двухконтурности;

стартовый удельный расход топлива (с форсажем и без форсажа) ;

удельный расход топлива в крейсерском полете;

удельный вес двигателя.

2.3. РАСЧЕТ ВЗЛЕТНОГО ВЕСА И ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА

Определение взлетного веса (массы) и окончательный выбор основных параметров проектируемого самолета является сложным итерационным процессом.

В дипломном проекте от студента требуется определить взлетный вес самолета лишь в двух приближениях (итерациях) и выбрать только главные параметры и размеры самолета без их оптимизации (кроме тех случаев, когда выбор того или иного параметра является темой НИР дипломного проекта). Последовательность определения параметров самолета в процессе проектирования диктуется их взаимозависимостью, поэтому порядок выполнения разд. 2.3 должен быть такой:

1. Из уравнения существования самолета определяется взлетный вес в первом приближении () (см., например, (1) с. 129), при этом относительные веса конструкции, силовой установки, топлива, оборудования (и управления) берутся по статистике (см. перечень статистических значений характеристик проектируемого самолета в разделе 1 дипломного проекта), а нормальный (расчетный) вес целевой нагрузки - из задания на дипломный проект.

2. Определяется необходимый относительный вес топлива () пля заданной дальности полета:

где е= 2,72; L_кр = (0,9...0,95) L - дальность крейсерского полета, км; (С_р)_кр удельный расход топлива в крейсерском полете,

кг/кч ч (см. разд. 2.2); - аэродинамическое качество самолета в крейсерском полете (см. разд. 2.1); V_КР - заданная крейсерская скорость, км/ч; k_Т - статистический коэффициент, учитывающий навигационный запас топлива и топлива на планирование (снижение) самолета с крейсерской высоты полета;

k_Т=0,22…0,18 для L3500 км.

k_Т=0,19…0,15 для L=5000…7500 км.

k_Т=0,17…0,13 для L8500 км.

Относительный вес топлива, необходимого на набор крейсерской

высоты (и скорости) полета.

где Н_кр и V_кр - крейсерские высота и скорость, м и м/с соответственно; g = 9,81 м/с ; - стартовая тяговооруженность самолета (принимается по самолетам-прототипам).

3. Определяется величина стартовой удельной нагрузки Р₀ крыло (см., например, (l, с. 87)) из следующих условий:

посадки (или взлета) самолета;

крейсерского полета;

заданной маневренности (для маневренных самолетов) - величину Р₀ для этого случая принять по самолетам-прототипам. Для проектируемого самолета принимается минимальная из найденных величин стартовая удельная нагрузка на крыло (сравнить с самолетами-прототипами).

4. По нормальному (не максимальному) стартовому весу самолета и стартовой удельной нагрузке на крыло определяется площадь крыла.

5. Определяется стартовая тяговооруженность самолета () (см., например, (1, с. 89)) из следующих условий:

взлета при одном отказавшем двигателе (для пассажирских и других неманевренных самолетов);

обеспечения горизонтального полета на высотах, характерных для данного типа самолетов;

обеспечения заданной длины разбега:

где l_разб0,75 l_впп; f_разб - коэффициент трения при разбеге

(см. разд. 2.1); _Котр аэродинамическое качество самолета в момент отрыва;

обеспечения заданной маневренности (для маневренных самолетов) величину , для этого случая принять по самолетам-прототипам.

Для проектируемого самолета принимается максимальная из найденных величин стартовая тяговооруженность (сравнить с самолетами-прототипами).

6. По нормальному стартовому весу самолета (G₀) и стартовой тяговооруженности определяется необходимая суммарная стартовая тяга двигателей и тяга одного двигателя (если стартовая тяга двигателя будет значительно превышать тягу современных двигателей данного типа, необходимо увеличить количество двигателей на проектируемом самолете).

7. Определяется параметр (относительный вес силовой установки).

Для современных ДПС и ВГС

где- удельный вес двигателя (см. разд. 2.2).

Для современных истребителей см. (1, с. 272)

Для других типов самолетов см., например, (l с. 146).

8. Определяется параметр (относительный вес конструкции).

Параметр определяется как сумма

где

относительный вес конструкции крыла;

относительные веса конструкции фюзеляжа, оперения и шасси соответственно.

Для современных ДПС и ВТС

где n_p принятая расчетная перегрузка (см. разд. 2.1) , , ,принятые геометрические параметры крыла (см. разд. 2.1);  = 0,92-0,5 - 0,1

к_дв - коэффициент, учитывающий разгрузку крыла изгибающими моментами от грузов в (на) крыле;

- относительный вес топлива; к_дв =1 - двигатели установлены на крыле; к_дв =0 - двигатели на фюзеляже;

G₀ = G₀₁ кг.

р₀ - стартовая удельная нагрузка на крыло, кг/м²

k_1…3 - статистические коэффициенты:

k₁ = 0,96...1,05 - коэффициент, учитывающий ресурс крыла;

k₂ = 1,2 - крыло с одно (двух) щелевыми закрылками и интерцепторами;

k₂ = 1,5 - крыло с предкрылками, трехщелевыми закрылками и интерцепторами;

k₃ = 1,05 - баки имеют внутришовную герметизацию;

k₃ = 1,1 - баки имеют поверхностную герметизацию.

Для современных ДПС и ВТС = 0,08...0,12.

Относительный вес конструкции крыла для современных истребителей:

где n_p принятая расчетная перегрузка (см. разд. 2.1);  = 0,92-0,1 - коэффициент разгрузки крыла (топливо, ракеты);

k_t - коэффициент, учитывающий кинетический нагрев крыла:

, - удлинение крыла и относительная толщина профиля (см. разд. 2.1);

S - площадь крыла, м²

k₁… k₄ - статистические коэффициенты:

k₁ = 0,9 - интегральная форма сопряжения крыла с фюзеляжем (например, истребитель F-16);

k₁= 1 - обычное сочленение;

k₂= 0,55 - на самолете установлены два двигателя и   4

k₂= 1 - один двигатель и   4

k₃= 1 "нормальная" схема самолета и схема "утка";

k₃= 1,25 - схема "бесхвостка";

k₄= 1 - крыло с неизменяемой в полете стреловидностыо;

k₄= 1,5 - крыло с -варируется;

р₀ - стартовая удельная нагрузка на крыло, кг/м .

Для современных истребителей = 0,06...0,1

Для других типов самолетов параметр см., например, (1, с. 131).

Относительный вес конструкции фюзеляжа для современных ДПС и ВТС:

где _ф - удлинение фюзеляжа (см. разд. 2.1);

d_ф - диаметр фюзеляжа, м (см. разд. 2.1);

G₀ = G₀₁, кг;

k₁… k₅ статистические коэффициенты:

k₁ = 0,74 - узкофюзеляжные самолеты (d_ф 4 м);

k₁ = 0,72 - широкофюэеляжные самолеты (d_ф > 5 м);

k₂ = 3,63-0,33 d_ф двигатели установлены на крыле (узкофюзеляжные самолеты);

k₂ = 3,58-0,28 d_ф двигатели на крыле (широкофюзеляжные самолеты);

k₂ = 4,56-0,44 d_ф двигатели установлены на фюзеляже;

k₃ = 0 - бесконтейнерная перевозка багажа и груза;

k₃ = 0,003 - багаж и грузы - в контейнерах;

k₄ = 0 - главные стойки шасси крепятся к крылу;

k₄ = 0,01 - главные стойки шасси крепятся к фюзеляжу;

k₅ = 0 - главные стойки шасси убираются в крыло;

k₅ = 0,004 - главные стойки шасси убираются в фюзеляж. Для современных ДОС и ВГС = 0,08...О,12. Относительный вес конструкции фюзеляжа для современных истребителей:

где d_фэ - эквивалентный диаметр фюзеляжа, м (см. разд. 2.1);

G₀ = G₀₁, кг;

 - удлинение фюзеляжа (см. разд. 2.1);

n_р-принятая расчетная перегрузка;

М_мах - максимальное число М полета;

k₁… k₅ - статистические коэффициенты:

k₁ = 1 - на самолете установлено стреловидное (или треугольное) крыло;

k₁ = 1.1 - прямое крыло;

k₂ = 1.03 - на самолете установлен один двигатель;

k₂ = 1.21 - два двигателя;

k₃ =1- самолеты "нормальной" схемы и схемы "утка";

k₃ = 0,9 - схема "бесхвостка";

k₄ = 1 - крыло неизменяемой в полете стреловидности;

k₄ = 1,12 - крыло с -варируется;

k₅ =0,8 - главные стойки шасси крепятся к крылу;

k₅ = 1 - главные стойки шасси крепятся к фюзеляжу.

Для современных истребителей 0,10...О,16.

Для других типов самолетов параметр см., например,(1, с. 135).

Относительный вес конструкции оперения (для всех типов самолетов)

где

р₀ - стартовая удельная нагрузка на крыло, кг/м ;

k₁… k₄ статистические коэффициенты:

k₁ = 1 - г.о. расположено на фюзеляже (а также для схемы "бесхвостка");

k₁ = 1,2 - г.о. расположено на киле;

k₂ = 0,85 - в конструкции оперения широко использованы композиционные материалы;

k₂ = 0,95 - ограниченное применение композитов;

k₂ = 1 - композиты не применяются;

k₂ = 1.21 - два двигателя;

k₃ = 1 - "нормальная" схема самолета и схема "утка";

k₃ = 2 - схема "бесхвостка";

k₄ = ( - г.о. с рулями высоты (и схема "бесхвостка"));

k₄ = 1,5 - ЦПГО.

Для современных ДПС и ВТС = 0,015...0,025.

Для современных истребителей = 0,02...0,03 (для схемы "бесхвостка" - 0,013...0,015).

Относительный вес шасси (для всех типов самолетов)

где h - высота главных стоек шасси (от узла крепления до ВПП), м (по самолетам-прототипам);

= 0,95...1,0 при; = 0.2

= 0,8...0,9 при 0,2<< 0,3;

= 0,7...0,8 при > 0,3;

G₀ = G₀₁, кг;

k₁… k₅ - статистические коэффициенты:

k₁ - коэффициент, учитывающий ресурс шасси:

k₁ = 1,8 - для ДПС и ВГС;

k₁ = 1 - для истребителей (и других типов самолетов);

k₂ = 1,2 - прямые главные стойки шасси;

k₂ = 1,5 - наклонные главные стойки;

k₃ = 1,4 - "нормальная" схема самолета;

k₃ = 1,6 - схемы "бесхвостка" и "утка";

k₄ = 1 - на самолете две главные стойки шасси;

k₄ = 1,2 - три главные стойки;

k₄ = 1,4 - четыре главные стойки;

k₅ = 0,06 - бетонные ВПП;

k₅ = 0,08 - грунтовые; ВПП

р_ш - давление в пневматиках главных колес, кг/см (по самолетам-прототипам) .

Для современных самолетов = 0,03...0,05.

9. Определяется параметр (относительный вес оборудования и управления).