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,