1. Model masowy samolotu według

Бадягин А. А., Мухамедов Ф. А.:

Проектирование легких самолетов.

Москва, Машиностроение, 1978

1.1. Skrzydło

Wzór Fomina

(1)

(

)

1.5

6

TO

S

mech

A

0

m

S 1

m

16.210 k

n

2S

g

Λ

τ

ϕν

Θ

−

+

=

+

Wzór Fomina

(2)

(

)

4

S

mech

A

TO

4

0

A

TO

1

g

S

m

16 10 k

n m

S

100 g

n m

10

Λ

τ

ϕν

Λ

Θ

ν

Λ

−

−





+

=

⋅

+





⋅





Wzór Lebiediewa

(3)

5

TO

S

2

0

n m

S 2 4

1

m

5 10

1

2

g cos

2

1 3

ν

Λ

τ

τ

χ

τ

τ

−

+

−





= ⋅

−

+





+

+





S

Wzór Badiagina

(4)

4

TO

mech konst mat

A

1.5

0

m

S 1 4

mS 1.1 10 k k

k

n

1

cos

g

Λ

τ

ϕν

τ

χ Θ

−

+

=

⋅

+

gdzie:

m

S

-

masa

skrzydeł

m

TO

- masa startowa samolotu

n

A

-

współczynnik obciążenia dopuszczalnego

ν

- współczynnik bezpieczeństwa (dla samolotu - 1.5)

Λ

- wydłużenie geometryczne skrzydeł

0

g -

względna grubość profilu nasadowego skrzydła

χ

- skos skrzydła na linii 0.25 cięciw

S -

powierzchnia

nośna

τ -

zbieżność skrzydła

k

mech

-





brak mechanizacji

klapy krokodylowe i jednoszczelinowe

klapy Fowlera, sloty przedlotkowe

0.9

1.0
1.15

−



−



−



k

konst

-





z wykorzystaniem przekładek i elementów integralnych

nitowana z elementami integralnymi

nitowana

0.9
0.95

1.1

−



−



−



k

mat

-



dural (PA7, D16T)

jeśli w elementach nośnych wykorzystuje sie kompozyty

1.0

0.8 0.85

−



−

−



θ

-

skrzydło jednodzwigarowe, pojedynczy keson

skrzydło dwudzwigarowe

1.0

0.9

−





−



ϕ -

współczynnik odciążenia konstrukcji

3

2

ZN

P

palS

palS

0.93 0.014k

6.3 10 k

m

y

ϕ

−

=

−

−

⋅

−

k

ZN

-





silniki mocowane na skrzydłach

silniki poza skrzydłami

1.0

0.0

−

−



palS

m

-

względna masa paliwa umieszczonego w skrzydłach

palS

palS

TO

m

m

m

=

palS

y

-

względna współrzędna masy paliwa umieszczonego w skrzydłach

palS

palS

2 y

y

B

=

Względne masy składników skrzydeł
element skrzydła udział procentowy
pokrycie (nośne i nienośne)

35÷40

dźwigary

23÷28

podłużnice

4÷8

żebra

8÷10

węzły, elementy złączne

3÷4

lotki, klapy, sloty, przerywacze

10÷15

inne

4÷6

1.2. Masa kadłuba

Wzory Badiagina
(5)

(

)

1.5

0.25

ZN

kab

K

TO

K

m

1.14k

1 0.4 p

l m

∆

=

+

(6)

K

K om

m

q S

=

K

(7)

(

)

(

)

.25

2

*

K

ZNK

TO

A

przel

K

K

q

k

m

n 1 0.4 10 V

1 0.4 p

1.38D

ν

∆

−

−

=

+

⋅

+

+

(8)

*

omK

K

K

S

2.6l D

=

(9)

*

K

K

S

D

2

π

=

k

ZN

-



zespół napędowy poza kadłubem
zespół napędowy na kadłubie

1.0
1.14

−



−



k

ZNK

-



zespół napędowy poza kadłubem

zespół napędowy na kadłubie

0.08
0.096

−



−



∆p

K

-

maksymalne

nadciśnienie w kadłubie [dNm

-2

]

V

przel

-

prędkość przelotowa samolotu [ms

-1

]

q

K

- masa jednostkowa konstrukcji kadłuba [kgm

-2

]

S

K

- powierzchnia czołowa kadłuba

SomK

- powierzchnia omywana kadłuba

*
K

D -

średnica zastępcza kadłuba

Względne masy składników kadłuba
element kadłuba udział procentowy
pokrycie

26÷30

podłużnice

12÷15

wręgi

20÷22

podłoga

6÷9

oszklenie kabiny

10÷12

okna

3÷5

trapy, luki

6÷8

pozostałe

7÷9

1.3. Masa usterzeń

Wg Howe’go (m

TO

<8000)

(10)

(

)

(

)

=

+

+

1.2

h

h

przel

m

7.2S

0.4

V

113 /935

(11)

(

)

(

)

=

+

+

1.2
v

przel

mv 6.8S

0.4

V

113 /1100

gdzie

V

przel

- prędkość przelotowa [km/h].

Wg Badiagina
(12)

=

+

=

hv

h

v

hv hv

m

m

m

q S

(13)

(

)

−

=

+

⋅

3

hv

v m

TO

q

k k 4.4 0.8 10 m

Współczynnik k

v

uwzględnia prędkość samolotu

(14)

−

=

+

⋅

3

v

p

k

0.643 1.02 10 V

rzel

Współczynnik k

m

uwzględnia manewrowość samolotu

−



= 

−



samoloty niemanewrowe

samoloty manewrowe

m

1.0

k

1.5

Względne masy składników usterzeń
element usterzenia

udział procentowy

pokrycie

40÷44

dźwigary i podłużnice

35÷38

żebra

7÷9

węzły mocowania

4÷6

oszklenie kabiny

10÷12

pozostałe

7÷9

1.4. Masa podwozia

masa podwozia z kołem przednim

(15)

(

)

−









=

+

⋅

+





+





pg

3

pod

TO

kon ow

pg

pn

pg

p

m

m

k k

6h

11.3 10

0.625k

0.005

1 p

+

gdzie

p

pg

- ciśnienie w pneumatykach podwozia głównego [dN/cm

2

]

h

pg

- wysokość podwozia głównego [m] (od nawierzchni do węzłów mocowania

lub łożyska)

−



= 

−



gówne golenie ze stali średnio wytrzymałej
gówne golenie ze stali wysoko wytrzymałej

kon

1.0

k

0.65

−





=

−





−



podwozie stałe bez owiewek
podwozie stałe z owiewkami
podwozie na kadłubie (L-410, GAF-24 Nomad)

1.00

kow

1.05
1.20

−



= 

−



normalny pneumatyk
pneumatyk bezdentkowy

pn

1.0

k

0.93

1.5. Masa zespołu napędowego

(16)

zn

sil

poz

m

m

m

=

+

(17)

(

)

zn

max zn

sil

zn

m

N

k

γ

=

+

gdzie

m

sil

- masa silników,

m

poz

- masa pozostałych elementów zespołu napędowego

N

maxzn

- moc startowa (maksymalna) zespołu napędowego [kW],

N

max

- moc startowa (maksymalna) silnika [kW],

γ

sil

- względna masa silnika,

k

zn

- względna masa pozostałych elementów silnika,

poz

sil

sil

zn

max

max

m

m

, k

N

N

γ =

=

silnik tłokowy

silik turbośmigłowy

max

sil

4

max

max

1223 0.019 N

46

2.03 10 N

N

γ

−



−

−



= 

⋅

+

−





silnik tłokowy
silik turbośmigłowy

zn

0.68 0.82

k

0.30 0.34

÷

−



= 

÷

−



1.6. Masa układu sterowania

(18)

pojedyczy układ sterowania
zdwojoy układ sterowania

TO

ster

TO

0.0135m

m

0.02m

−



= 

−



1.7. Masa wyposażenia

(19)

wyp

wyp std

wyp opc

m

m

m

=

+

(20)

(

)

samoloty sportowe i turystyczne

małe samoloty pasażerskie

TO

z

wyp

TO

ład

prz

0.045 0.05 m

L

m

200 0.06m

0.2m

1

V

÷

−









= 

+

+

+

−

















gdzie

V

prz

- prędkość przelotowa [km/h],

V

zl

- odległosc przelotu [km/h].

1.8. Masa paliwa

Masa paliwa zależy od „obliczeniowej misji samolotu”
(21)

pal

pal prz

pal rez

pal nz

m

m

m

m

=

+

+

gdzie

m

pal prz

- masa paliwa na przelot,

m

pal rez

- masa paliwa rezerwy aeroawigacyjnej,

m

pal nz

- masa niezlewnej części paliwa,