3. Расчет массы и основных параметров

3. Расчет взлетной массы и выбор основных параметров самолета
Для расчёта воспользуемся методом последовательных приближений (итераций),
применять вначале приближенные, а затем все более уточненные методы и формулы для
расчетов.
3.1. Исходные данные для расчета основных параметров самолета
В ходе расчета основных параметров проектируемого самолета понадобятся некоторые
его данные.
В качестве исходных данных будут:
Lрасч – расчетная дальность полета самолета, Lрасч = 2000 км (ТЗ);
Мкрейс – крейсерское число Маха полета, Мкрейс = 0,8…0,85 (ТЗ);
Ккрейс – качество самолета на крейсерском режиме, Ккрейс ≈ 10 (статистика);
сР – удельный расход топлива, сР ≈ 0,71 кг/(кгс·ч) (данные двигателя);
Vз.п – скорость захода на посадку, Vз.п = 200…230 км/ч (ТТТ и по статистике);
Нкрейс – крейсерская высота полета, Нкрейс = 11000 м (ТТТ);
Vкрейс – крейсерская скорость полета, Vкрейс = 850 км/ч (ТТТ);
су крейс – коэффициент подъемной силы на крейсерском режиме, су крейс = 0,4
(статистика);
су тах пос – максимальный коэффициент подъемной силы при посадке, су тах пос = 1,8
(статистика);
су тах взл – максимальный коэффициент подъемной силы при взлете, су тах взл = 1,3
(статистика);
lразб – длина разбега, lразб = 500 м (ТТТ);
Ктах – максимальное качество самолета, Ктах ≈ 10…12 (статистика);
Vпос – посадочная скорость, Vпос = 180…200 км/ч (ТТТ);
судоп – допустимый коэффициент подъемной силы, судоп = 0,9 (статистика);
fразб – коэффициент трения о ВПП при разбеге, берется по статистике в зависимости от
поверхности ВПП;
n уэ – эксплуатационная перегрузка, n уэ  8 (ТТТ).
3.2. Первое приближение
Последовательность определения параметров самолета в процессе проектирования
диктуется их взаимозависимостью, поэтому расчет будем осуществлять в следующем
нижеприведенном порядке.
3.2.1. Расчет массы самолета т0 в первом приближении
Перед тем как приступить к определению основных параметров самолета, рассчитаем
его массу в 1-м приближении.
Взлетная масса представляет собой сумму:
т0  тконстр  тс. у  тоб. упр  ттопл  тц .н  тсл ,
(3.1)
где mконстр = f1 (m0, параметры крыла) – масса конструкции; mс.у = f2 (m0, параметры силовой
установки) – масса силовой установки; mоб.упр = f3 (m0, параметры оборудования управления и
всего самолета) – масса оборудования и управления; mтопл = f4 (m0, V, L, H, cP, K=cy/cx, режим
полета) – масса топлива; mц.н = const – заданная целевая нагрузка; mсл = const – известная
служебная нагрузка и снаряжение.
Зависимость тконстр, тс.у, тоб.упр от т0 весьма сильная и сложная, зависимость ттопл от
т0 практически линейная. В результате получается сложное трансцендентное уравнение,
которое невозможно решить относительно т0 в явном (конечном) виде. Выход из этого
затруднения при расчете взлетной массы первого приближения следующий.
49
Чтобы уменьшить влияние т0 на тконстр, тс.у, тоб.упр, ттопл, разделим обе части (3.1) на
т0, получим:
тц.н  тсл
.
(3.2)
1  т констр  т с. у  т об. упр  т топл 
т0
Относительные величины т констр , т с. у , т об. упр слабее зависят от т0, чем абсолютные
их значения; т топл не зависит от т0.
Если принять ( т констр , т с. у , т об. упр , т топл ) = const по статистике, то из (3.2) получим
взлетную массу в первом приближении:
тц .н  тсл
.
(3.3)
т0I 
1  т констр  т с. у  т об. упр  т топл
Таким образом, зададимся значениями величин т констр , т с. у , т об. упр , т топл по
статистике (см., например, [1, табл. 6.1 на стр.]). Примем:
т констр  0,3 ;
т с. у  0,2 ;
т об. упр  0,16 ;
т топл  0,27 .
Значение тц.н и тсл берутся из ТЗ. Здесь следует отметить, что проектируемый самолет
является учебно-тренировочным, и этот самолет из принятой нами концепции никакой
целевой нагрузки (пушки, ракеты, бомбы, подвесные топливные баки) не несет (если,
конечно, в качестве целевой нагрузки не рассматривать обучаемого курсанта). Таким
образом, примем в расчетах, что:
тц.н + тсл = 200 кг (берется по 100 кг на каждого летчика).
Тогда
тц.н  тсл
200
т0I 

 2857 кг.
1  т констр  т с. у  т об. упр  т топл 1  0,3  0,2  0,16  0,27
3.2.2. Расчет относительной массы расходуемого в полете топлива т топл

 L  cP  
т топл  1  1  т топлн.в / exp 
  / 1  k топл 
 K V  кр 

где L – дальность крейсерского полета, км; сРкр – удельный расход топлива в крейсерском
полете, кг/(кгс·ч); Ккр – аэродинамическое качество самолета в крейсерском полете, Vкр –
заданная крейсерская скорость, км/ч; kтопл – статистический коэффициент, учитывающий
навигационный запас топлива и топлива на планирование (снижение) самолета с
крейсерской высоты полета, kтопл = 0,22…0,18 для L ≤ 3500 км.
Относительная масса топлива ттоплн.в , необходимого на набор крейсерской высоты и
скорости полета, определяется по формуле:

V2 
 Н кр  кр   с Ркр

2  g 
Р 0  К кр

,
т топлн.в 

1300 Vкр
Р 0  К кр  1
где Нкр и Vкр – крейсерская высота и скорость, м и м/с соответственно; g = 9,81 м/с2 –
ускорение свободного падения; Р 0 – стартовая тяговооруженность (принимается из ТЗ или
по самолетам прототипам).
Примем: L = 2000 км; сРкр = 0,91 кг/(кгс·ч) (для крейсерского полета); Ккр = 10, Vкр =
850 км/ч ≈ 236,1 м/с; kтопл = 0,2; Нкр = 11000 м, Р 0  0,6 . Тогда:


50

V2 

231,12 
 Н кр  кр   с Ркр

  0,91
11000



2  g 
Р 0  К кр
2  9,81 
0,6 10


т топлн.в 



 0,0492 ;
1300 Vкр
1300  236,1
0,6 10  1
Р 0  К кр  1


 L  cP  
 2000  0,91 
т топл  1  1  т топлн.в / exp 
  / 1  k топл   1  1  0,0492 / exp 
 / 1  0,2  0,29 .
 10  850 
 K  V  кр 




3.2.3. Расчет величины стартовой удельной нагрузки на крыло р0
Расчет р0 определяется из следующих условий:
а) из условия посадки самолета:
с у max пос  Vз2.п
р0 
.
30,2  1  т топл
Здесь Vз.п в м/с, а величина су тах пос берется по статистике в зависимости от
механизации крыла. Значение т топл рассчитано выше в п. 3.2.2.
Примем: Vз.п = 200 км/ч ≈ 55,6 м/с, су тах пос = 1,8 (для слабой механизации). Тогда:
с у max пос  Vз2.п
1,8  55,6 2
р0 

 259,3 даН/м2.


30
,
2

1

0
,
29
30,2  1  т топл
б) из условия обеспечения заданной крейсерской скорости полета:
1
2
р0 
 с укрейс  q М 1  М крейс
.
1  0,6  т топл
Здесь qM 1 – скоростной напор, который берется для скорости, соответствующей числу
М = 1 на заданной высоте полета (или соответствует величине а – скорости звука на этой
высоте); су крейс – коэффициент подъемной силы в крейсерском полете, берется по статистике.
Значение т топл рассчитано выше в п. 3.2.2.
Имеем высоту полета Н = 11000 м, на которой плотность воздуха ρ = 0,365 кг/м3,
скорость звука а = 295,2 м/с. Тогда:
  а 2 0,365  295,2 2
qM 1 

 15903,6 Н/м2;
2
2
Vкрейс 236,1
М крейс 

 0,8 .
а
295,2
Также примем, что су крейс ≈ 0,4, тогда:
1
1
2
р0 
 с укрейс  q М 1  М крейс

 0,4 15903,6  0,8 2  4929 Н/м2.
1  0,6  0,29
1  0,6  т топл
2
Или р0  493 даН/м .
в) из условия заданной маневренности:
Для маневренного самолета нагрузка на крыло определяется и с учетом полета на
допускаемых коэффициентах подъемной силы и эксплуатационной перегрузки:
с удоп
1
р0 

 q м аневр.
1  0,6  т топл п удоп
Здесь судоп определяется либо по срыву обтекания, либо по тряске, либо по бафтингу.
Берется по статистике. Величина nудоп определяется либо прочностью самолета
расч
( п удоп  0,5п утах
), либо физиологическими возможностями летчика. Значение т топл
рассчитано выше в п. 3.2.2.
Примем су доп ≈ 0,9, пу доп = 6.




51
Величина qманевр – скоростной напор на "рабочих" скорости и высоте полета. Считаем,
что проектируемый самолет "работает" на высоте Н = 6000 м (давление на этой высоте рН =
47210 Па) на числах Маха М =0,65, тогда
н
q м анев р  0,7  р Н  М 2  0,7  47210  0,65 2  13962 2  1396 даН/м2.
м
В итоге
с удоп
1
1
0,9
р0 

 q м аневр 

1396  253,7 даН/м2.
1  0,6  0,247 6
1  0,6  т топл п удоп
Для проектируемого самолета принимается минимальная из найденных величин
стартовая удельная нагрузка на крыло:
р0  min р0 , р0, р0
Имеем в итоге:
р0  min р0 , р0, р0  p0  253,7 даН/м2.
3.2.4. Расчет стартовой тяговооруженности самолета Р 0
Расчет Р 0 осуществляется из следующих условий:
а) из условия набора высоты при одном отказавшем двигателе по формуле:
I
 1

п
Р 0  1,5  дв  
 tg  .
пдв  1  К наб

Так как на самолете один двигатель, то данный пункт не рассматриваем
б) из условия обеспечения горизонтального полета на высотах Н ≥ 11000 м:
II
1
.
Р0 
1,2  К крейс       руд
Величина Ккрейс берется по статистике, Ккрейс ≈ (0,85…0,95) Ктах.
Коэффициент φруд учитывает степень дросселирования двигателя в крейсерском полете
до режима, соответствующего неограниченному времени работы двигателя, или до режима,
соответствующего оптимальному расходу топлива. Обычно он принимается равным
0,8…0,9.
Δ – относительная плотность воздуха, для высоты Н = 11000 м Δ = 0,297.
Коэффициент ξ учитывает изменение тяги по скорости полета, и для М<1 можно
принять ξ = 1.
Имеем Ккрейс = 10, ξ = 1, φруд = 0,85, Δ = 0,297, тогда
II
1
1
Р0 

 0,33 .
1,2  К крейс       руд 1,2 10 1 0,297  0,85
в) из условия обеспечения заданной длины разбега самолета при взлете
 1,2  р
III
1 
1 
0
Р 0  1,05  
   3  f разб 
.

К разб 
 с утахвзл  l разб 2 
Значение стартовой удельной нагрузки на крыло р0 было найдено в п. 3.2.3. Остальные
величины берутся из статистики и даны в п. 3.1.
Имеем: lразб = 500 м – длина разбега; су тах взл ≈ 1,3 (по статистике); Кразб ≈ 6 –
аэродинамическое качество при разбеге; fразб = 0,03 – коэффициент трения колес шасси при
разбеге (см. [1, стр., взято для мокрого бетонного покрытия); р0 = 253,7 даН/м2. Тогда
 1,2  р
III
1,2  253,7 1 
1 
1 
1 
0
Р 0  1,05  
   3  f разб 
   3  0,03    0,626
  1,05  


К разб 
6 
 1,3  500 2 
 с утахвзл  l разб 2 
52
г) из условия заданной скороподъемности

IV
 Vy
1  
1
,
 
Р 0   
    
V
K
max  
H
руд 

где Vу – заданная вертикальная скорость; V – заданная или наивыгоднейшая скорость полета.
Примем Vy = 100 м/с у земли, V = 700 км/ч ≈ 195 м/с, Ктах ≈ 11; ξ = 1 для М<1; φруд = 1,
если полет идет на бесфорсажном режиме. Коэффициент φН для высоты Н < 11000 м равен:
 Н  0,85 . Для высоты Н = 0 м Δ = 1. Тогда
  100 1  
IV
 Vy
1  
1
1 

 
Р 0   
    0,85   0,6 .


 V K max      H   руд   195 11   11 1 
д) из условия заданной максимальной скорости полета на заданной высоте
V
c x 0  qmax
.
Р0 
p0     H   руд
Значение сх0 берется по статистике и примем сх0 ≈ 0,04; значение стартовой удельной
нагрузки на крыло р0 было найдено в п. 3.2.3. Значение qmax берем для высоты полета Н =
6000 м и скорости полета V = 900 км/ч ≈ 250 м/с, тогда
 V 2 0,66  250 2
н
qmax 

 20625 2  2063 даН/м2.
2
2
м
Значение коэффициентов ξ, φН и φруд такие же, как и ранее, (Δ = 0,537 для Н = 6 км)
тогда
V
c x 0  qmax
0,04  2063
Р0 

 0,55 .
p0     H   руд 253,7 1 0,537 0,85 1
е) из условия полета с заданной установившейся эксплуатационной перегрузкой п уэ
при заданных V и Н
VI
0
Р 
 
1  п уэ
2
2  п уэ  К тах     Н   руд
По статистике примем п уэ  3,5 (см. [1, стр.]). Также примем, что Ктах ≈ 11. Высоту
берем Н = 11000 м. Коэффициент φН для высоты Н ≥ 11000 м равен:  Н  1,2   . Для высоты
Н = 11000 м Δ = 0,297. Значения коэффициентов ξ и φруд такие же, как и ранее, тогда
 
1  3,5
 0,48
э
2  п у  К тах     Н   руд 2  3,5 1111,2  0,297 1
Для проектируемого самолета принимается максимальная из найденных величин
стартовая тяговооруженность:
1  п уэ
VI
0
Р 
2
2



Р  max P , P , P , P , P , P  P  0,626 .
I
II
III
IV
V
VI
I
0
II
0
III
0
IV
0
V
0
VI
0
Р 0  max P 0 , P 0 , P 0 , P 0 , P 0 , P 0
В итоге получим:
0
III
0
3.2.5. Расчет основных параметров самолета в абсолютных величинах
Из выше приведенных расчетов получили:
т0I  2857 кг; р0  253,7 даН/м2; Р 0  0,626 .
Зная эти величины, получим основные абсолютные параметры самолета.
Площадь крыла будет:
mI  g
S 0
,
10  p0
53
где удельная нагрузка на крыло р0 имеет размерность даН/м2. Тогда
m I  g 2857  9,81
S 0

 11,05 м2.
10  p0 10  253,7
Взлетная тяга двигателей будет:
Р 0  т0I  g 0,626  2857  9,81
Р0 

 1756 даН.
10
10
Таким образом, заканчивается первая итерация выбора основных параметров самолета.
Далее производится расчет массы самолета во втором приближении, и весь процесс выбора
основных параметров повторяется вновь.
3.3. Второе приближение
3.3.1. Масса конструкции
Эту величину составляют масса крыла, фюзеляжа, оперения и шасси. В относительных
величинах
тконстр
т констр 
 т кр  т ф  т оп  т ш .
т0
Рассмотрим каждые величины в отдельности.
а) Относительная масса крыла
Относительную массу бесподкосного крыла легких дозвуковых самолетов
(маневренных и неманевренных) с взлетной массой т0 ≤ 7·103 кг можно найти по формуле
(см.[1, стр.]):
 S
  4   1 
 .
т кр  1,15 10 4  k м ех  k кон  k Мт    п р 

 1 
  c 0  cos  1,5   1    3 
Примем следующие значения коэффициентов:
kмех = 1,0 – применяются щитки или однощелевые шарнирные закрылки;
kкон = 0,9 – конструкция с широким применением монолитных элементов и сотовых
конструкций;
kМт = 1,0 – основной материал конструкции Д-16;
θ = 0,9 – для двухлонжеронного крыла.
Коэффициент φ, учитывающий разгрузку, для легких самолетов определяется
формулой


2
  0,93  0,014  kс. у  6,3 103  kш  тт.кр  z т.кр .
Здесь:
kс.у = 0 – двигатели не установлены на крыле;
kш = 1,0 – основные стойки шасси установлены на крыле;
т т.кр – относительная масса топлива в двух половинах крыла;
z т.кр  2 z т.кр l – относительная наибольшая координата топлива в крыле (от оси
симметрии самолета); l – размах крыла.
Примем вначале, что т т.кр  0 , тогда

  0,93  0,014  kс. у  6,3 103  kш  тт.кр  z т.кр
  0,93  0  6,310 1 0  0,9237 .
2
3
Расчетная перегрузка nр равняется:
п р  п уэ  f ,
где f –коэффициент безопасности, f = 1,5; п уэ  8 (см. п. 3.1), тогда
п р  п уэ  f  8 1,5  12 .
54
l2
– удлинение крыла. Значение λ для проектируемого самолета должно быть
S
находится в некоторых пределах с целью обеспечить необходимые аэродинамические
характеристики самолета, так как многие из них зависят от относительной величины λ.
Поэтому, если меняется площадь крыла S, то должен меняться и его размах l, чтобы иметь
одно и то же значение λ.
Таким образом, анализируя удлинение крыла прототипов, а также представленную
схему проектируемого самолета, примем, что λ ≈ 5. (обоснование)
b
  0 – сужение крыла.
bк
Здесь b0 – бортовая хорда, bк – концевая хорда. Значения b0 и bк берутся из схемы
самолета, или само значение η берется по прототипам.
Примем η ≈ 3.
с0
  , где с 0 – относительная толщина крыла у борта фюзеляжа, с к – относительная
ск
толщина крыла на конце.
Примем по прототипам с 0  0,08 , с к  0,06 , тогда . (обоснование)

с 0 0,08

 1,333 .
с к 0,06
χ – стреловидность крыла по ¼ хорд, в град.
Примем χ = 25º (из схемы). . (обоснование)
В итоге
 S
  4   1 
 
т кр  1,15 10 4  k м ех  k кон  k Мт    п р 

 1 
1, 5   1 
  3
  c 0  cos  

5  11,05
 1,15 10 4 1,0  0,9 1,0  0,9237 12 

3  4  1,333  1 
 1 
  0,136 .
3 1 
33 
0,9  0,08  cos 25
б) относительная масса фюзеляжа
Массу фюзеляжа для легкого самолета будем искать по следующей формуле (см. [3,
стр. 36]):
1, 5
 
тф  1,14  kс. у  1  0,4 pизб  lф1,5  т0I
0, 25
,
где kс.у = 1,14 – если двигатели установлены на фюзеляже; lф – длина фюзеляжа, м; т 0I –
значение массы в первом приближении (см. п. 3.2.1), т0I  2857 кг; ризб – избыточное
давление в гермокабине на наибольшей эксплуатационной высоте полета, даН/см2.
Для высотных маневренных самолетов, где экипаж пользуется кислородным
оборудованием и защитным снаряжением, "высота в кабине" не превышает 7…8 км (по
сравнению с пассажирскими, у которых "высота в кабине" поддерживается на уровне 2400
м). Таким образом, для современных самолетов максимальное избыточное давление
тах
ризб
 30 кПа.
Имеем ризб = 30 кПа = 0,3 даН/см2, lф ≈ 10,5 м. Тогда: . (обоснование)
 
тф  1,14  kс. у  1  0,4 pизб  lф1,5  т0I
Отсюда
тф
362
тф  I 
 0,127
т0 2857
в) относительная масса оперения
0, 25
 1,14 1,14  1  0,4  0,310,51,5  28570, 25  362 кгс.
55
При проектировании легких дозвуковых самолетов (т0 ≤ 7·103 кг) относительная масса
оперения может быть рассчитана по формуле (см. [1, стр. 141]):
k k
т оп  V M  4,4  0,8 10 3  m0  S оп ,
m0
где kМ – коэффициент, учитывающий маневренность самолета, kМ = 1,5 для маневренных
самолетов; kV – коэффициент, учитывающий скорость (км/ч) полета,
kV  0,643  1,02 103 Vкрейс .
Имеем Vкрейс = 850 км/ч, тогда
kV  0,643  1,02 103 Vкрейс  0,643  1,02 103  850  1,51
т0  т0I  2857 кг.
Sоп – общая площадь оперения, м2.
S оп  S го  Sво .
Sго ≈ 3,4 м2 – взяли из схемы самолета, представленной в п.2.
Sво ≈ 3 м2 – взяли из схемы самолета, представленной в п.2.
Тогда:
S оп  S го  S во  3,4  3  6,4 м2.
В итоге
k k
1,511,5
т оп  V M  4,4  0,8 10 3  m0  S оп 
 4,4  0,8 10 3  2857  6,4  0,034
m0
2857
г) относительная масса шасси
Относительная масса шасси для легких самолетов может быть найдена по формуле
(см. [1, стр.144]):
рпн.гл
т ш  k мт  kобт  6  Н ш  11,3 10 3  0,0625  k пн 
 0,005 .
1  рпн.гл
Здесь коэффициент kмт учитывает материал основных стоек шасси, kмт = 1,0 –
основные стойки из стали средней удельной прочности (например 30ХГСА); коэффициент
kобт учитывает наличие обтекателей, kобт = 1,0 – не имеется обтекателей; коэффициент kпн
учитывает конструкцию колеса, kпн = 0,93 – бескамерные пневматики; Нш – высота шасси, м;
рпн.гл – давление в пневматиках главных колес, даН/см2 (по прототипам или из условия
базирования самолета).
Примем Нш ≈0,95 м, рпн.гл = 5 даН/см2. Тогда
рпн.гл
тш  k мт  kобт  6  Н ш  11,3 10 3  0,0625  k пн 
 0,005 
1  рпн.гл


 1,0 1,0  6  0,95  11,3 10 3  0,0625  0,93 


5
 0,005  0,0437
1 5
В итоге масса конструкции будет:
тконстр
т констр 
 т кр  т ф  т оп  т ш  0,136  0,127  0,034  0,0437  0,34
т0
56
3.3.2. Масса силовой установки, оборудования и управления
а) масса силовой установки
Рассмотрим маршевую силовую установку с турбореактивными двигателями и
запишем массу ее в виде
тс. у  k с. у  тдв  k с. у   дв  Р0 ,
где kс.у – коэффициент, показывающий, во сколько раз масса силовой установки больше
массы двигателей (двигателя);  дв  тдв  g P0 – удельный вес двигателей; Р0 – стартовая
тяга.
В относительных величинах
т с. у  kс. у   дв  Р 0 ,
где Р 0 – стартовая тяговооруженность, значение которой в первом приближении было
определено в п. 3.2.4, Р 0  0,626 .
Удельный вес двигателей примем по прототипам,  дв  0,178 .
Коэффициент kс.у имеет следующее выражение (см. [1, стр.147]) (без ограничений на
стартовую массу реактивных самолетов):
пдв. рев  

2
k
   kф  2  1,62  0,275  т 0,75  .
kс. у  k1  1  0,1
пдв  
 дв


где k1 – коэффициент, зависящий от компоновки и числа двигателей, k1 = 0,95 для одного
двигателя, расположенного в хвостовой части; k2 – коэффициент, зависящий от числа М
полета, формы воздухозаборников и сопел, k2 = 0,0236 для круглых воздухозаборников и
сопел при числе М полета меньше 1; nдв – число двигателей на самолете (без
вспомогательных), пдв = 1; пдв.рев – число двигателей, оборудованных реверсом тяги, пдв.рев =
0; kф – коэффициент, учитывающий наличие у двигателей форсажных камер, kф = 1 для
бесфорсажных камер; т – степень двухконтурности ТРД, т ≈ 0,55.
Тогда
пдв. рев  

2
k
   k ф  2  1,62  0,275  т 0,75  
k с. у  k1  1  0,1
пдв  
 дв






2
0 
0,0236

 0,95  1  0,1   1,0 
 1,62  0,275  0,550,75   1,356
1 
0,178


В итоге
тс. у  kс. у   дв  Р 0  1,356  0,178  0,626  0,151
б) относительная масса оборудования и управления
Для самолетов военного назначения (а наш самолет хоть и является учебнотренировочным самолетом, но предназначен он для обучения летчиков военной авиации,
имеющей свою специфику обучения) номенклатура оборудования задается ТТТ, и их масса в
основном определяется по каталогам. Так как нет таких сведений, то, как и в расчете массы
первого приближения, возьмем значение относительной массы оборудования и управления
по статистике.
Примем т об. упр  0,16 .
В итоге, используя формулу, аналогичную формуле (3.3), рассчитаем массу самолета
во втором приближении:
тц.н  тсл
т0II 
.
1  т констр  т с. у  т об. упр  т топл
Имеем:
т констр  0,34 ;


57
т с. у  0,151 ;
т об. упр  0,16 ;
т топл  0,29 ;
тц.н + тсл = 200 кг (берется по 100 кг на каждого летчика).
Тогда
тц.н  тсл
200
т0II 

 3465 кг
1  т констр  т с. у  т об. упр  т топл 1  0,34  0,151  0,16  0,29
Имеем погрешность расчета по сравнению с массой самолета, рассчитанной в первом
приближении:

т0II  m0I
3465  2857
100% 
100%  18% .
II
3465
m0
Выше находилась масса во втором приближении первой итерации, т.е. т0II 1  3465 .
Далее повторяя расчет, начиная с п. 3.2.2., определим массу i-ой итерации. Расчет ведем до
тех пор, пока погрешность
т0II i  m0II i1  5% .

m0II i
Результаты вычислений сведем в таблицу № 3.1
Таблица № 3.1
т  , кг
1
2857
2
3465
3
3060
№ итерации
4
3266
т топл
р0, даН/м2
0,29
0,29
0,29
0,29
0,29
0,29
0,29
253,7
253,6
253,6
253,6
253,6
253,6
253,6
Р0  0
т кр
0,626
0,626
0,626
0,626
0,626
0,626
0,626
0,136
0,15
0,141
0,146
0,143
0,144
0,143
тф
0,127
0,11
0,12
0,115
0,118
0,116
0,117
т оп
тш
т констр
0,034
0,0437
0,03
0,0437
0,032
0,0437
0,031
0,0437
0,032
0,0437
0,0315
0,0437
0,0317
0,0437
0,34
0,333
0,337
0,335
0,336
0,3355
0,336
т с. у
0,151
0,151
0,151
0,151
0,151
0,151
0,151
т об. упр
т  , кг
0,16
0,16
0,16
0,16
0,16
0,16
0,16
II
0 i
3465
3060
3266
3143
3211
3172
3194
Δ, %
18
13
6
4
2
1
1
Вычисляемая
величина
II
0 i 1
5
3143
6
3211
7
3172
В итоге примем массу во втором приближении
т0II  3194 кг.
3.3.3. Расчет основных параметров самолета в абсолютных величинах
Итак, получили массу во втором приближении т0II  3194 кг, а также р0  253,6
даН/м2; Р 0  0,626 .
Зная эти величины, получим основные абсолютные параметры самолета.
Площадь крыла будет:
58
m0II  g
,
10  p0
где удельная нагрузка на крыло р0 имеет размерность даН/м2. Тогда
m II  g 3194  9,81
S 0

 12,36 м2.
10  p0 10  253,6
Взлетная тяга двигателей будет:
Р 0  т0II  g 0,626  3194  9,81
Р0 

 1961 даН.
10
10
В общем в дальнейших расчетах, считаю, нужно брать не полученную массу, а
некоторую область в сторону утяжеления самолета (с неким запасом).
Таким образом, возьмем следующие параметры для проектируемого самолета,
используемые в последующих расчетах:
m0 = 3300 кг, S = 13,5 м2.
Тогда
Р0  Р0  т0  0,626  3300  2066 кг;
т  g 3300  9,81
р0  0

 240 даН/м2.
S 10
13,5 10
Также следует отметить, что расчет массы ввелся с учетом расчетной максимальной
дальности, задаваемой ТЗ (Lmax = 2000 км), то есть с максимальной массой топлива. Так как
самолет не несет вооружения (целевой нагрузки), то полученная во втором приближении
масса является максимальной взлетной массой самолета.
В итоге определим необходимые для выполнения центровки самолета абсолютные
массы крыла, фюзеляжа, оперения, шасси, силовой установки, оборудования (и управления),
топлива (относительные величины берем из последнего столбца табл. № 3.1) Получим:
ткр  т кр  т0  0,143  3300  472 кг;
S
тф  т ф  т0II  0,117  3300  386 кг;
топ  топ  т0II  0,0317  3300  105 кг;
тш  тш  т0II  0,0437  3300  144 кг;
тс. у  т с. у  т0II  0,151 3300  498 кг;
тоб. упр  т об. упр  т0II  0,16  3300  528 кг;
ттопл  ттопл  т0II  0,29  3300  957 кг.
59