5.6 Относительная масса силовой установки.
Относительная масса силовой установки
,
где
для тяжелых магистральных самолетов
удельный вес двигателя
;
Тогда
5.7 Относительная масса оборудования и управления
Эта масса может быть определена по приближенным формулам.
Для магистральных пассажирских самолетов
.
Определив все составляющие в уравнении существования самолета, находим взлетную массу самолета первого приближения:
Полученное значение взлетной массы
следует
сравнить с величиной 
.
Разница между ними не должна превышать
7%. В противном случае, опираясь на
статистику следует внести соответствующие
коррективы в значения 
и 
) и повторить процесс определения 
и 
.
6.1 Определение основных параметров самолета
6.1.1 Определение параметров и подбор двигателей
По величине
потребной тяговооруженности
для взлетной массы
находим суммарную тягу двигателей:
и тягу одного двигателя
где
nдв - число двигателей на самолете.
Проанализировав данные, выбираем четыре ТРДД ПС-90А2 с тягой по 210 кН
Характеристики двигателя:
m = 4,5 (степень двухконтурности);
Po = 17200 даН;
mдв.= 2950 кг;
0,184
(удельный вес двигателя);
(диаметр
входного устройства);
Lдв = 4,964 мм
( удельный расход топлива на крейсерском
режиме).
6.1.2 Определение массы и обьёма топлива.
кг,
и потребный объем топливных баков:
м3.
Объем топливных баков
где
∆𝓥т
– дополнительный запас топлива при
перевозке уменьшенной коммерческой
нагрузки на дальность, большую Lр.
При
постоянстве взлетной массы 
и уменьшении коммерческой нагрузки на
величину ∆mком
потребный объем дополнительного топлива
равен. Объем баков с учетом температурного
расширения
топлива увеличивают еще на 5%.
(
).
6.1.3 Определение параметров крыла.
Для принятой удельной нагрузки на крыло ро= 461.68 даН/м2 и найденной взлетной массы самолета = 73173,91 кг определяем площадь крыла:
м2.
Зная относительные параметры крыла, определяем его геометрические размеры:
размах
м;
концевую
хорду
м;
центральную
хорду
м;
среднюю аэродинамическую хорду
м.
Углы стреловидности , поперечного V должны быть заданы при выборе схемы самолета.
6.1.4 Определение параметров оперения.
Принятые ранее при выборе схемы самолета
относительные параметры
и
позволяют определить абсолютные площади
горизонтального и вертикального
оперения:
,
.
Затем, используя коэффициенты статических моментов Аго и Аво определяют плечи горизонтального и вертикального оперения:
м;
м.
Размах и хорды оперения определяются так же, как аналогичные размеры крыла, по выбранным относительным параметрам го ,го, во, во :
м; 
м,
м,
м,
м;
м,
м,
м.
6.1.5 Определение размеров фюзеляжа.
Форма и размеры фюзеляжа определяются аэродинамическими, компоновочными и эксплуатационными требованиями. Вначале по компоновочным соображениям определяем диаметр фюзеляжа (2,5м). Затем, используя относительные параметры, находим длину фюзеляжа, длины носовой и хвостовой его частей:
м,
м,
м.