Определение относительной массы конструкции
Для определения этой массы можно воспользоваться приближенной статистической формулой [1]
где
ε; – отношение массы силовых нагруженных элементов к массе всей конструкции (в первом приближении ε ≈ 0,5);
η; – сужение крыла; ε;1 – доля топлива, располагаемого в крыле; `z 1 – относительная, в долях полуразмаха, координата центра масс топлива (от плоскости симметрии самолета); ε;2 – доля массы силовой установки, размещенной на крыле; `z 2– относительная, в долях полуразмаха, координата центра масс силовой установки, размещенной на крыле; n A – коэффициент расчетной перегрузки; приближенно: для пассажирских самолетов – (3–5), меньшая величина для более тяжелых самолетов; β;1 = 0,065 – 0,08 – для тяжелых дозвуковых самолетов; β;1 = 0,08 - 0,115 – для транспортных самолетов; β;1 = 0,07 – 0,09 для сверхзвуковых самолетов; m = 1,2 – 1,3 – для дозвуковых самолетов; m = 1 для сверхзвуковых самолетов; β;2 = 0,15 – для дозвуковых самолетов; β;2 = 0,27 – для сверхзвуковых самолетов; λ;, λ;ф – удлинение крыла и фюзеляжа; p 0 – удельная нагрузка на крыло в даН /м2; m 0 исх – исходная масса самолета в кг.
|
,
для дозвуковых самолетов с прямым или стреловидным крылом;
– для сверхзвуковых самолетов с треугольным крылом;
– учитывает утяжеление конструкции самолета из-за кинетического нагрева;
– отношение пределов текучести при нормальной температуре и при кинетическом нагреве;
– коэффициент разгрузки крыла;
