Относительная масса расходуемого в полёте топлива
Относительная масса рассчитывается исходя из условия полёта на максимальную дальность.
Разрешая уравнение приходят к следующему , что:
Т.к значение относительной массы топлива получилось маленьким, то берем значение 0,26 (по статистическим данным) 
.
2. Удельная нагрузка на крыло самолёта.
-из условия посадки
- из условия обеспечения заданной крейсерской скорости
- плотность воздуха на высоте крейсерского полета;
=коэффициент подъемной силы на крейсерском режиме полета, берем из статических данных;=0.53 .
Производим выбор величины удельной нагрузки из условия 
.
Этому условию соответствует величина 
.
3. Тяговооруженность самолёта .
- из условия набора высоты при одном отказавшем
двигателе
- градиент набора высоты .
При числе двигателей nдвиг=2 , выпущенной механизации и убранном шасси =0.024
- из условия обеспечения горизонтального полёта
- учитывает изменение тяги по скорости полёта
0.762
-аэродинамическое качество с-та на крейсерском режиме полета; 
.
- относительная плотность воздуха
(H=12000 м)=0.305
- учитывает степень дросселирования двигателя в крейсерском полёте до режима, соответствующего оптимальному расходу топлива.
Принимается равным 0.85
- из условия обеспечения заданной длины разбега самолёта при взлёте
- максимальный коэффициент подъемной силы на взлете, принимается по статическим данным;
Принимаем 2. .
-аэродинамическое качество с-та при разбеге;=9. .
- коэффициент трения колёс при разбеге принимается в зависимости от аэродромного покрытия.
Расчётным условием примем разбег по сухому бетонному покрытию, для которого =0.02. 
.
Производим выбор тяговооружённости из условия
.
Этому условию соответствует 
4. Площадь крыла.
5. Определение стартовой тяги двигателя.
6. Стартовая тяга одного двигателя.
Выбор двигателя.
Тактико-технические характеристики двигателя.
Выбираем двигатель ПС-90А.
-Максимальный крейсерский режим:Н=11000м,М=0,8
тяга-3500кгс.
-Удельный расход топлива-0,58кг/кгс*ч.
-Крейсерскийрежим:Н=11000м,М=0,78,
тяга=3340кгс.
Размеры и масса:
-Масса двигателя,сухая-2950кг.
-Длина двигателя-5299мм.
Диаметр входа-1900мм.
3. Определение массы во 2-ом приближении
3.1 Масса силовой установки
- коэффициент, показывающий во сколько раз масса силовой установки больше массы двигателей
-коэффициент , зависящий от числа двигателей и их расположения на самолёте (выбирается по таблице)
К1=0.95
-коэффициент, зависящий от числа M полёта, формы воздухозаборников и сопел (выбирается по таблице)
К2=0.0236
-коэффициент учитывающий наличие у двигателей форсажной камеры .Для безфорсажной =1
т-степень двухконтурности;
т=4
nдв.-количество двигателей;
nдв.=2
Таким образом масса силовой установки
3.2 Масса топлива
Масса топлива складывается из массы топлива, обеспечивающего полет в течении заданного времени t тт.пол., массы навигационного запаса тт.н.з. и массы топлива, необходимого маневрирования по аэродрому и опробованию двигателей и его невырабатываемого остатка тт.пр.
тт.пол=тт.н.р.+тт.кр.+тт.сн.п
-масса топлива,расходуемого на разбег,взлет,набор высоты и разгон до крейсерской скорости;
-высота крейсерского полёта ( =12 км)
- масса топлива расходуемое на снижение и посадку
-высота крейсерского полёта перед снижением
принимаем равной =12 км
-масса аэронавигационного запаса топлива
t – продолжительность полёта на 
принимают равным 0.9 ч . т .е . 50 минутам .
- масса топлива расходуемого на осуществление
крейсерского полёта
тт.пр=0.006т0
тт.пр=0.006х110416=662 кг.
- потребная тяга крейсерского полёта
- время крейсерского полёта
Подставляем значения в исходную формулу
Подставляем полученные массы для различных этапов полёта в исходное выражение
тт=22394+2667+662=25723кг.
С учётом найденной массы силовой установки и массы топлива определяем массу 2-ого приближения.
Разница между 
и 
составляет 4.8% что соответствует требованиям расчета.
5 .Определение массы конструкции
5.1 Определение массы крыла
Для дозвуковых самолётов с взлётной массой т0>104кг.
-коэффициент зависящий от ресурса крыла , принимаем его равным 1.05 при устанавливаемом ресурсе
в 40 … 50 тыс. часов.
-расчётная перегрузка;
-удельная нагрузка на крыло
= 1.6 для крыла с трехщелевыми закрылками , интерцепторами и предкрылками.
= 1.05 для крыла с баками –кессонами с внутришовной герметизацией
= 
= 0.860
=4 – сужение крыла
= 0.145 – относительная толщина профиля в корневой области крыла
- удлинение крыла=10;
= 0.095– относительная толщина крыла в корневой зоне.
Вычисление коэффициента, учитывающий разгрузку крыла
-коэффициент,учитывающий если двигатели установлены на крыле.
-относительная масса топлива.
Подставляя полученные значения в исходную формулу вычисляем относительную массу крыла
Масса крыла
= 0.123 * 105033 = 12919 кг
5.2 Определение массы оперения
Для дозвуковых самолётов с взлётной массой 
Sг.о.-площадь горизонтального оперения=44м2.
Sв.о-площадь вертикального оперения=33,4м2.
= 1 – для конструкции из алюминиевых сплавов.
= 1 – при удельной нагрузке 
- в случае низкорасположенного горизонтального оперения.
Масса оперения
= 0.017*105033=1785кг.
Масса горизонтального оперения
= 0.844-0.00188 
=0.844-0.00188*44=0.76
cos 
=cos 
= 0.868
=0.008
Масса горизонтального оперения
=0.008*105033=840кг.
Масса вертикального оперения
= 1785-840=945кг.
5.3 Определение массы фюзеляжа
Для дозвуковых пассажирских магистральных самолётов
= 0 , коэффициент, учитывающий вариант крепления основных опор фюзеляжу
= 0.004, коэффициент, учитывающий уборку основных опор в фюзеляж.
= 0.003
коэффициент, учитывающий способ перевозки багажа (в расчёт принят контейнерный вариант).
i = 0.743 , для фюзеляжа с 
м
= 3.63-0.333 
=3.63-0.333*3.8=2.36
-удлинение фюзеляжа;=11.35
= 2.36*11.35*3.82*105033-0.743+0+0.004+0.003=0.078
Масса фюзеляжа
= 0.78*105033=8192кг.
5.4 Определение массы шасси
Составляющими массы шасси являются масса передней , основной опор и масса колёс.
- относительная масса основной опоры
Расчётная масса самолёта при посадке
= 85336кг.
- Масса силовых элементов
Масса конструктивных элементов
- коэффициент для двухопорного шасси=1
Масса тележек основных опор шасси
, где
i = 4 –количество пар колёс
=355 мм – ширина колеса
= 1 –коэффициент учитывающий схему опоры
(значение принято для телескопической схемы)
- относительная масса передней опоры
- масса силовых элементов
, где
- эксплуатационная нагрузка на переднюю опору шасси
, где
b= 16967мм – база шасси
H = 4820 мм – расстояние от центра масс до поверхности аэродрома (ориентировочно)
=2 м – высота передней опоры от оси колеса до точки крепления на самолёте
- масса конструктивных элементов
- для 2-х опорной системы шасси
Подставляем полученные значения в исходную формулу
- масса колёс
Выбор колеса производится по величине стояночного усилия.
Для основной опоры нагрузка по предварительным расчётам составила 94529кг , а для передней это величина составляет 10503.3Н кг.
Для основных опор определим нагрузку приходящаяся на каждую из них для этого разделим значение 94529 на 8 т.к. колес 8 шт у основной опоры,получим значение 1188160Н.
Под данную нагрузку выбираем стандартное тормозное колесо высокого давления с стояночной нагрузкой в 120к Н. Масса одного колеса по каталогу составляет 251 кг.
Аналогично определяем нагрузку приходящаяся на
переднюю опору. Масса передней опоры 58,5 кг
Суммарная масса колёс 
= 2125 кг
- относительная масса шасси
0.012 + 0.0025 + 0.020 = 0.0345
- масса шасси
=0.0345 * 105033= 3623.6 кг
Масса обтекателей в которые производится уборка основных опор определяется зависимость от массы шасси. Как правило между ними существует следующая зависимость
= 1.15 * 3623.6 = 4167 кг
5. Определение массы оборудования и управления
Для дозвуковых пассажирских магистральных самолётов с взлётной массой более 10 тонн
-число пассажиров;=210
Масса оборудования
=0.062*105033=6512кг.
Масса конструкции
=12919 + 1785 + 8192 + 4167 = 27063кг
6. Определение взлётной массы в 3-ем
приближении
= 25000+1500+10797+25723+27063+6512 =
= 96595 кг
7. Компоновка и центровка самолёта
В этом разделе производится уточнение взаимного расположения основных частей самолёта , размещения экипажа , целевой нагрузки , агрегатов
оборудования и силовой установки и топлива.
При расчёте центровки принимаем следующие положения центра масс:
1). крыла – на 40...42 % 
2). оперения – на 45...50% средней геометрической хорды оперения (вертикального и горизонтального)
3). фюзеляжа – на его длины при стреловидном крыле
4). опоры шасси – в центре тяжести площади боковой проекции общего вида опоры
5). оборудование и управления – в центре масс фюзеляжа
6). топлива и топливная система - в центре тяжести площади топливных отсеков крыла на его плановой проекции и в центре тяжести площади топливных отсеков фюзеляжа на его боковой проекции
7). членов экипажа и пассажиров – у пряжки поясного ремня , при этом массу летчиков принимаем равной 80 кг , а массу пассажиров и бортпроводников
по 75 кг.
Рассчитанная центровка сведена в центровочную ведомость.
Расчёт центровок
Требуемый диапазон центровок для данного класса самолёта должен находиться в пределах 0.26…0.30.
-центровка при полной загрузке (ком.) на посадке
Где Х0А-это координата носка средней аэродинамической хорды относительно носка фюзеляжа=17800 мм.
bA-средняя аэродинамическая хорда крыла.
Находим его по схеме,показанный на рис.1
b0-корневая хорда крыла=8160 мм;
bk-концевая хорда крыла=2040 мм;
b0=bk=4804 мм;
S1=35.5 м2;
S2=44.7 м2;
АВ=5,69 м.
bA=4415 мм.
Определяем положение центра тяжести
=0.26*4415+17800=18948 мм.
Центровочная ведомость самолёта
| Наименова – ние группы | Наименование агрегата , груза | mi | xi | yi | mixi | miyi |
| Конструкция | Крыло | 12919 | 656 | 273973233 | 8474864 | |
| Фюзеляж | 8192 | 200 | 1638400 | |||
| Горизонтальное оперение | 840 | 9130 | 7669200 | |||
| Вертикальное оперение | 945 | 3660 | 3458700 | |||
| Основные опоры шасси | 1260 | 4030 | 5077800 | |||
| Передняя опора шасси | 262 | 4123 | 1475060 | 1080226 | ||
| Силовая установка | Двигатели средние | -------- | -------- | ----- | -------- | ---------- |
| Гондолы средних двиг. | -------- | -------- | ------ | -------- | ---------- | |
| Двигатели крайние | 10797 | 2656 | 164006430 | 28676832 | ||
| Гондолы крайних двиг. | -------- | ------- | ------ | -------- | ---------- | |
| Топливо | Оборудование и управление | 6512 | 9300 | 62515200 | 60561600 | |
| Бак №1 (фюзеляжный) | ||||||
| Бак №2 (крыльевой) | 25723 | 660 | 516183441 | 16977180 | ||
| Служебная нагрузка | Экипаж | 240 | 600 | 535200 | 144000 | |
| Бортпроводники | 490 | 660 | 1901200 | 323400 | ||
| Оборудование кабин | -------- | -------- | -------- | ------------- | ------------- | |
| Оборудование буфетов | -------- | --------- | -------- | ------------- | ------------- | |
| Оборудование туалетов | --------- | --------- | -------- | ------------- | ------------- | |
| Дополнительное снаряжение | --------- | -------- | -------- | ------------- | ------------- | |
| Целевая нагрузка | Пассажиры | 15750 | 500 | 299250000 | 7875000 | |
| Багаж | ||||||
| Груз №1 | -------- | --------- | ------- | ------------- | ------------- | |
| Груз №2 | -------- | --------- | -------- | ------------- | ------------- | |
| 96595 | 1589823084 | 141633802 | ||||
| 
| 
|
(вариант полной загрузки)
Центровочная ведомость самолёта
(вариант частичной загрузки)
| Наименова – ние группы | Наименование агрегата , груза | mi | xi | yi | mixi | miyi |
| Конструкция | Крыло | 3325 | 1307.6 | 52632522 | 4347770 | |
| Фюзеляж | 3857 | 2824.4 | 10893710 | |||
| Горизонтальное оперение | 119.7 | 7613.5 | 911335.9 | |||
| Вертикальное оперение | 317.3 | 5696.6 | 1807531.2 | |||
| Основные опоры шасси | 1323 | 853.24 | 1128836.5 | |||
| Передняя опора шасси | 114.2 | 4551.6 | 662.8 | 519795 | 75691.76 | |
| Силовая установка | Двигатели средние | -------- | -------- | -------- | -------------- | ------------- |
| Гондолы средних двиг. | -------- | -------- | -------- | -------------- | ------------- | |
| Двигатели крайние | 1440 | 19809.9 | 3289.4 | 28526241 | 4736736 | |
| Гондолы крайних двиг. | -------- | --------- | -------- | -------------- | ------------- | |
| Топливо | Оборудование и управление | 2843 | 1485.3 | 42555303 | 4222707.9 | |
| Бак №1 (фюзеляжный) | 4240 | 1408.4 | 65520720 | 5971616 | ||
| Бак №2 (крыльевой) | 6880 | 1225.7 | 103523360 | 8432816 | ||
| Служебная нагрузка | Экипаж | 160 | 2929.9 | 567721 | 468784 | |
| Бортпроводники | -------- | --------- | -------- | ------------- | ------------- | |
| Оборудование кабин | -------- | -------- | -------- | ------------- | ------------- | |
| Оборудование буфетов | -------- | --------- | -------- | ------------- | ------------- | |
| Оборудование туалетов | --------- | --------- | -------- | ------------- | ------------- | |
| Дополнительное снаряжение | --------- | -------- | -------- | ------------- | ------------- | |
| Целевая нагрузка | Пассажиры | 1680 | 2426.9 | 18958800 | 4077192 | |
| Багаж | ||||||
| Груз №1 | -------- | --------- | ------- | ------------- | ------------- | |
| Груз №2 | -------- | --------- | -------- | ------------- | ------------- | |
| 26539 | 402380798 | 47074728 | ||||
|
|
|
|
Центровочная ведомость самолёта
(вариант для технического рейса)
| Наименова – ние группы | Наименование агрегата , груза | mi | xi | yi | mixi | miyi |
| Конструкция | Крыло | 3325 | 1307.6 | 52632522 | 4347770 | |
| Фюзеляж | 3857 | 2824.4 | 10893710 | |||
| Горизонтальное оперение | 119.7 | 7613.5 | 911335.9 | |||
| Вертикальное оперение | 317.3 | 5696.6 | 1807531.2 | |||
| Основные опоры шасси | 1323 | 853.24 | 1128836.5 | |||
| Передняя опора шасси | 114.2 | 4551.6 | 662.8 | 519795 | 75691.76 | |
| Силовая установка | Двигатели средние | -------- | -------- | -------- | -------------- | ------------- |
| Гондолы средних двиг. | -------- | -------- | ------- | -------------- | ------------- | |
| Двигатели крайние | 1440 | 19809.9 | 3289.4 | 28526241 | 4736736 | |
| Гондолы крайних двиг. | -------- | --------- | -------- | -------------- | ------------- | |
| Топливо | Оборудование и управление | 2843 | 1485.3 | 42555303 | 4222707.9 | |
| Бак №1 (фюзеляжный) | 4240 | 1408.4 | 65520720 | 5971616 | ||
| Бак №2 (крыльевой) | 6880 | 1225.7 | 103523360 | 8432816 | ||
| Служебная нагрузка | Экипаж | 160 | 2929.9 | 567721 | 468784 | |
| Бортпроводники | -------- | --------- | -------- | ------------- | ------------- | |
| Оборудование кабин | -------- | -------- | -------- | ------------- | ------------- | |
| Оборудование буфетов | -------- | --------- | -------- | ------------- | ------------- | |
| Оборудование туалетов | --------- | --------- | -------- | ------------- | ------------- | |
| Дополнительное снаряжение | --------- | -------- | -------- | ------------- | ------------- | |
| Целевая нагрузка | Пассажиры | |||||
| Багаж | ||||||
| Груз №1 | -------- | --------- | ------- | ------------- | ------------- | |
| Груз №2 | -------- | --------- | -------- | ------------- | ------------- | |
| 26539 | 383421998 | 42997536 | ||||
|
|
|
|
