Проектирование самолета класса тяжелых маневренных истребителей палубного базирования типа Су-33, страница 2

3.1 Определение взлетного веса в первом приближении (G_0I) из уравнения существования самолета:

;

где:

 - относительный вес конструкции;

 - относительный вес силовой установки;

 - относительный вес оборудования и управления;

 - относительный вес топлива;

 - заданная целевая нагрузка;

 - известная служебная нагрузка и снаряжение;

[кг]

3.2 Определение необходимого относительного веса топлива  для заданной дальности полета:

, где

L_КР – дальность крейсерского полета, км;

 – удельный расход топлива в крейсерском полете, [кг/кг ч];

К_КР – аэродинамическое качество самолета в крейсерском полете;

V_KP – заданная крейсерская скорость, [км/ч];

k_T – статистический коэффициент, учитывающий навигационный запас топлива на планирование (снижение) самолета с крейсерской высоты полета;

k_T = 0,2

     При этом, относительный вес топлива, необходимого на набор крейсерской высоты (и скорости) полета рассчитывается по формуле:

, где

Н_КР –высота крейсерского полета, м;

V_КР – крейсерская скорость, м/с;

 – стартовая тяговооруженность самолета;

3.3 Определение величины стартовой нагрузки на крыло из следующих условий:

а) посадки самолета:

, где

;

V_ПОС – скорость посадки, [км/ч];

G_С.Г. – вес сброшенного груза, [кг];

G_С.Г.=G_Ц.Н–1000=1300 [кг];

k_C – статистический коэффициент типа самолета;

k_C=0,8

[кг/м²]

б) крейсерского полета:

;

5;

H_КР=11 км;

r₁₁=0,365 кг/м³

 [кг/м²]

в) заданной маневренности (по самолету-прототипу):

 кг/м²

г) выбор величины удельной нагрузки на крыло:

[кг/м²]

3.4 Определение площади крыла по нормальному стартовому весу самолета и стартовой удельной нагрузке на крыло:

[м²]

3.5 Определение стартовой тяговооруженности :

а) из условия обеспечения заданной длины разбега:

, где

;

 – коэффициент трения при разбеге;

К_ОТР – аэродинамическое качество самолета в момент отрыва;

К_ОТР=5;

;

б) из условия обеспечения заданной маневренности (по самолету-прототипу):

г) выбор тяговооруженности самолета :

3.6 Определение необходимой стартовой тяги одного двигателя:

[кг]

3.7 Определение относительного веса силовой установки:

, где

 – удельный вес двигателя,

;

3.8 Определение относительного веса конструкции:

Параметр  определяется как сумма

, где

 - относительный вес конструкции крыла;

,, - относительные веса конструкции фюзеляжа, оперения и шасси соответственно.

а) Определение относительного веса конструкции крыла:

, где

 – принятая расчетная перегрузка;

 - коэффициент разгрузки крыла (топливо, ракеты,…);

 – коэффициент, учитывающий кинетический нагрев крыла;

;

 - удлинение крыла и относительная толщина профиля;

S – площадь крыла, [м²];

 - статистические коэффициенты;

 - интегральная форма сопряжения крыла с фюзеляжем;

 - на самолете установлены два двигателя и l£4;

 – ”нормальная” схема самолета;

 – крыло с ;

  

б) Определение относительного веса конструкции фюзеляжа:

, где

 – эквивалентный диаметр фюзеляжа, [м];

 – удлинение фюзеляжа;

;

 – принятая расчетная перегрузка;

 – максимальное число М полета;

 – статические коэффициенты;

 – на самолете установлено трапецевидное крыло; 

 – два двигателя; 

 – ”нормальная” схема самолета; 

 – крыло с ;   

 – главные стойки шасси крепятся к фюзеляжу; 

в) Определение относительного веса конструкции оперения:

,где

; 

 – статистические коэффициенты;