Определение относительной массы конструкции

Для определения этой массы можно воспользоваться приближенной статистической формулой [24]

,

где для дозвуковых самолетов с прямым или стреловидным крылом;

– для сверхзвуковых самолетов с треугольным крылом;

– учитывает утяжеление конструкции самолета из-за кинетического нагрева;

ε – отношение массы силовых нагруженных элементов к массе всей конструкции (в первом приближении ε ≈ 0, 5);

– отношение пределов текучести при нормальной температуре и при кинетическом нагреве;

– коэффициент разгрузки крыла;

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.