Определение взлётной массы самолета

Лабораторная работа №5

Определение взлётной массы самолета

Для определения взлетной массы используется уравнение существования самолета. Исходя из этого уравнения, взлетную массу можно определить по известному выражению:

.

Очевидно, что для использования такой формулы сначала следует задаться хотя бы приближенно исходной величиной взлетной массы . Исходную величину взлетной массы можно определить по приведенной выше формуле для , подставляя в числитель сумму тех масс, которые известны или легко подсчитываются в абсолютном виде, а в знаменателе относительные массы конструкции , силовой установки , топливной системы , оборудования и управления , снаряжения можно принять приближенно, используя статистические данные, с использованием рекомендаций из [1]:

1. Для пассажирских самолетов к целевой нагрузке относится нагрузка коммерческая, в которую включаются пассажиры, багаж, платный груз и почта. Эта нагрузка приближенно определяется по числу пассажиров :

2. Масса экипажа находится для состава экипажа, указанного в тактико – технических требованиях (см. л.р. №2):

,

где - масса одного члена экипажа, ориентировочно принята ;

- число членов экипажа.

Итак, масса экипажа равна .

3. Относительная масса конструкции ;

4. Относительная масса силовой установки (закладывается, что применяются новые перспективные двигатели, обладающие меньшей массой);

5. Относительная масса топливной системы (рассматривается вариант с максимальной заправкой);

6. Относительная масса оборудования и управления (рассчитывается применение на самолёте современной проводки управления и оборудования, включающие большое число сетей электропередачи, имеющие значительно меньшую массу);

7. Относительная масса снаряжения .

Исходное значение взлетной массы самолета можно вычислить по соотношению:

.

Теперь, опираясь на исходную массу самолёта , можно провести уточняющие расчеты масс элементов самолёта и получить более точные значения взлетной массы самолета первого приближения.

1. Определение относительной массы конструкции

Для определения этой массы можно воспользоваться приближенной статистической формулой:

, (1.1)

где – для дозвуковых самолетов с прямым или стреловидным крылом;

– коэффициент разгрузки крыла;

– сужение крыла;

– доля топлива, располагаемого в крыле;

– относительная, в долях полуразмаха, координата центра масс топлива (от плоскости симметрии самолета);

– доля массы силовой установки, размещенной на крыле;

– относительная, в долях полуразмаха, координата центра масс силовой установки, размещенной на крыле;

– приближенный коэффициент расчетной перегрузки;

– для транспортных самолетов;

– для дозвуковых самолетов;

– для дозвуковых самолетов;

– удлинение крыла и фюзеляжа;

– удельная нагрузка на крыло, даН /м²;

– исходная масса самолета, кг.

Коэффициент разгрузки крыла:

.

Согласно (1.1):

1. Определение относительной массы топливной системы

Эта масса определяется относительным запасом топлива и массой агрегатов топливной системы, которая учитывается введением поправочного коэффициента :

, (2.1)

где – для тяжелых самолетов большой дальности.

Потребный запас топлива для самолетов с выраженным крейсерским участком полета можно представить в виде суммы:

, (2.2)

где – учитывает топливо для крейсерского полета;

– топливо для взлета, набора высоты, разгона, снижения и посадки;

– аэронавигационный запас топлива;

– прочее (маневрирование по аэродрому, запуск и опробование двигателей, не вырабатываемый остаток топлива).

Запас топлива для крейсерского полета без учета влияния выгорания топлива на дальность полета определяется по формуле:

, (2.3)

где – расчетная дальность крейсерского участка полета, км;

– расчетная дальность полета, км;

– горизонтальная дальность полета на участках набора высоты и снижения, км;

– средняя высота крейсерского полета, км (см. л.р. №3);

– крейсерская скорость полета, (см. л.р. №2);

– расчетная скорость встречного ветра, ;

– аэродинамическое качество на крейсерском участке полёта;

– удельный расход топлива на крейсерском режиме.

Для крейсерской высоты полёта .

Согласно (2.3):

.

Так как , то необходимо учесть выгорание топлива. Для этого выполним дополнительный расчет по формуле:

.

Относительную массу топлива для взлета, набора высоты, разгона, снижения и посадки можно рассчитать по формуле:

, (2.4)

где – степень двухконтурности двигателей.

Согласно (2.4):

.

Аэронавигационный запас топлива:

.

Прочие расходы топлива ориентировочно .

Согласно (2.2):

.

1. Определение относительной массы силовой установки

Исходным параметром для определения этой массы служит назначаемое при выборе типа силовой установки значение удельного веса двигателей:

.

Зная потребную тяговооруженность , можно определить относительную массу силовой установки по формуле:

, (3.1)

где – коэффициент, учитывающий увеличение массы силовой установки по отношению к массе двигателей.

Коэффициент можно вычислить по формуле:

, (3.2)

где и – статистические коэффициенты, зависящие от числа двигателей.

Согласно (3.2):

Согласно (3.1):

.

1. Определение относительной массы оборудования и управления

Расчетная формула взята из [1]:

.

1. Определение взлетной массы первого приближения

Величина взлетной массы самолета первого приближения определяется по формуле:

Сравним его со значением исходной взлетной массы:

.

Так как полученное расхождение более 5%, то необходимо произвести уточняющие расчеты относительной массы конструкции и для него рассчитать взлетную массу самолёта и сравнить полученное значение со значением взлетной массы первого приближения.

Согласно (1.1):

Таким образом, окончательно принимаем значение взлетной массы первого приближения

Дата добавления: 2015-10-21