Задание №2. Оценка возможности реализации выбранных решений.

Возможность реализации намеченного комплекса решений в проектируемом самолете проверяется с помощью уравнения существования самолета, которое увязывает все свойства разрабатываемого самолета.

Взлетная масса самолета является одним из основных критериев реальности предъявляемых к самолету требований, которые были назначены при его проектировании, их правильности и возможности достижения их при данном уровне развития науки и техники.

Масса самолета m_о складывается из масс его основных частей: массы конструкции m_к, в которую входят массы крыла, фюзеляжа, оперения, управления, шасси и др.; массы двигательной установки m_д.у; массы топливной системы m_т.с и массы нагрузки m_н.

Тогда взлетная масса самолета выразится суммой:

m_о = m_к + m_д.у + m_т.с+ m_н (1)

Если обе части уравнения разделить на массу самолета m_о, то получим уравнение в относительных величинах:

1 = +++, (2)

где – относительная масса конструкции самолета;

–относительная масса двигательной установки;

–относительная масса топливной системы;

–относительная масса нагрузки самолета.

Каждая доля массы каждой части самолета связана с теми или иными свойствами самолета, поэтому уравнение (2) представляет фактически уравнение взаимосвязи свойств самолета. Его называют уравнением существования самолета, т.к. оно определяет реальность его существования. Если все свойства назначены правильно, то сумма всех членов правой части уравнения будет равна или меньше единицы. Если свойства самолета были завышены, то правая часть уравнения окажется больше единицы, что говорит о невозможности создания самолета с таким комплексом свойств.

Если известны ,и,то можно определить относительную массу нагрузки

Для самолётов с ТРДД равна от 0,08 до 0,012(я решила взять=0,12).

Относительная масса топливной системы с топливом для лёгких и средних самолётов находится в пределах от 0,25 до 0,35(поскольку самолёт средней дальности и 3 двигателя, я взяла 0,32).