Після визначення злітної маси літака можна знайти його основні геометричні, вагові (масові) і деякі інші параметри в абсолютному вигляді. Вихідними даними для цього, крім злітної маси, є відносні геометричні параметри схеми, питоме навантаження на крило, тяговооруженность і відносні маси літака.
Крім отримання абсолютних розмірів літака, що визначають його зовнішній вигляд, знаходяться абсолютні величини тяги і маси двигунів, що дозволяє підібрати їх конкретну марку. Визначається реквізит обсяг паливних баків, підбираються розміри і тип коліс шасі.
Визначення абсолютних параметрів літака зазвичай ведеться в наступному порядку.
За потрібної величиною тяговооруженности `P0 і за відомою злітній масі m0 1 знаходять сумарну тягу двигунів (даН)
і для числа двигунів nдв - тягу одного двигуна
.
Потім, використовуючи каталоги і довідники по двигунах, підбирають конкретну марку двигуна з близькими значеннями статичної тяги Р0 і ступеня двоконтурності m. При підборі двигуна можна допустити відхилення Р0 від необхідної Р01 в сторону зменшення до 5% і в бік збільшення до 10%. Якщо вибір можливий з кількох двигунів з близькими Р0. то слід віддати перевагу двигуну з більш низькими значеннями питомої ваги gдв і питомої витрати палива Ср0.
Якщо відшукати двигун з близькими до необхідних значеннями Р0 і m не вдається, то приймають гіпотетичний двигун з необхідними величинами тяги Р01 і ступеня двоконтурності m. а його масу приймають рівною
;
а для визначення діаметра та довжини двигуна використовують статистичні формули підручника [1], с.422-423, енциклопедії [6], с.172-173 і статистику: [1], с.589-591, [14] [15] .
Для ТВД і поршневих двигунів по потрібної енергоозброєності Ne0 і m0 1 знаходять сумарну потужність (кВт)
і потужність одного двигуна
.
Як і у випадку з ТРДД, по каталогам і довідників вибирають конкретну марку двигуна з близьким значенням Ne01 або приймають гіпотетичний двигун потужністю Ne01. розміри якого і приймають по статистиці [2. с. 207-210].
Для легких і надлегких літаків підбір двигунів розглянуто в [9].
Потрібна маса палива
.
Обсяг паливних баків
де ΔʋТ - додатковий запас палива при перевезенні зменшеною комерційного навантаження на дальність, велику Lр. при сталості злітної маси m 0 1. Переймаючись величиною зменшення комерційного навантаження Δmком. визначають потрібний обсяг додаткового палива
Ємність баку з урахуванням температурного розширення палива збільшують ще на 5%.
центральна хорда b0 = bц. ;
середня аеродинамічна хорда
- трикутне крило. За відносним параметрам визначають хорди і розміри за розмахом: елеронів, інтерцепторів, гасителів підйомної сили, закрилків, предкрилков [1], с.394. З урахуванням статистики вибираються форми, розміри і розташування кінцевих розсіювачів вихорів, напливів по передній і (або) задньої крайок крила [1] с. 379-381, 394-403.
Знаходять площі горизонтального і вертикального оперення
;
.
і визначають плечі горизонтального і вертикального оперення
;
.
За відносним параметрам λг о. ηг о. λв о. ηв про знаходять розмахи і хорди оперення. Визначають хорди рульових поверхонь по їх відносними розмірами `bр в (р н).
Керуючись компонувальними міркуваннями, уточнюють форму перетину фюзеляжу, вибирають площа миделевого перетину Sмід і розмір еквівалентного діаметра фюзеляжу
.
Визначається довжина фюзеляжу в першому наближенні
і довжини носової частини
і хвостовій частин фюзеляжу
.
Рекомендації по вибору розмірів фюзеляжу дані в [1], с.237-243, с.403-419; [2], с.71-106, [6] с.256-264.
винос головних опор.
Уточнюються кути перекидання j. кут виносу головних опор g. гальмо кут y.
Визначаються стоянкові навантаження на основні і передню опори. З урахуванням статистики підбирають число коліс на опорах і знаходять навантаження на одне колесо Рк1. За каталогом коліс з урахуванням швидкостей зльоту і посадки підбираються розміри і вага коліс. Каталоги коліс наводяться в додатку В.
Для обраного класу аеродромів оцінюється прохідність шасі по еквівалентній одноколісним навантаженні [1], с.531.
За знайденими розмірами розробляється попередній креслення загального вигляду літака в трьох проекціях із зазначенням його основних розмірів. Формат креслення - (А2 - А1). Остаточні розміри і креслення загального вигляду літака будуть уточнюватися при розробці його компонування і після розрахунку центрування.
Після визначення геометричних розмірів можна уточнити злітну масу літака шляхом розрахунку мас його основних агрегатів і систем. Для цього використовуються статистичні вагові формули, які дозволяють оцінити маси частин і літака в цілому, хоча за традицією ці розрахунки прийнято називати ваговими. Вагові формули зазвичай враховують розміри і злітну масу літака, зовнішню форму агрегатів, розміщення двигунів, палива, цільової навантаження, властивості конструкційних матеріалів і містять ряд статистичних коефіцієнтів, що залежать від типу і призначення літака.
Уточнимо поняття і терміни «ваговій» і «масовий».
У практиці проектування літаків історично склалася традиція використання таких термінів, як «ваговій розрахунок», «вагове проектування», «ваговий контроль», «вагова ефективність», «вагова віддача» і деякі інші, що використовують прикметники від слова «вага». У міжнародній системі одиниць СІ під вагою розуміється сила тяжіння, що дорівнює добутку маси тіла на прискорення вільного падіння (mg), і вимірюється в ньютонах (Н). У старих джерелах інформації за одиницю виміру сили був прийнятий кілограм-сила (кгс), що дорівнює
9,807Н. В результаті чисельні значення всіх параметрів, пов'язаних з вагою і силами, в системі СІ збільшилися приблизно на порядок, що викликає великі труднощі в практичному використанні величезної кількості інформації і знань, накопичених в минулому. Щоб звести зазначені незручності до мінімуму, в даному посібнику, як і в основному підручнику [1], в якості одиниці ваги і сил використовується деканьютон (даН): 1даН = 10Н. Ця одиниця чисельно всього на два відсотки відрізняється від кгс: 1даН
1,02кгс, що набагато спрощує використання старої інформації.
У сучасній технічній літературі часто «вагові» терміни замінюються на терміни з похідними від слова «маса» - «масовий розрахунок», «масові параметри», «зведення мас» і т.п. Таке одночасне використання «ваговій» і «масової» термінології не є суперечливою, тим більше, що термін «вага» (сила тяжіння), так само, як і «маса», передбачений стандартами системи СІ. Крім того, чисельне значення маси в кг точно збігається з величиною ваги в кгс. Необхідно тільки пам'ятати, що маса і вага мають абсолютно різний фізичний зміст і вимірюються вони різними одиницями.
Одиниця виміру кожного параметра визначається його фізичним змістом. Це відноситься і тому числі і до питомою параметрам: питома вага, питома навантаження на крило, швидкісний натиск і ін.
Маса частин планера знаходиться за ваговими формулами, наведеними в ряді вітчизняних видань:
для крила - [1], с.131; [2], с.307; 313; [3], с.152; (Формула 13.4);
для фюзеляжу - [1], с.135; [2], с.315; [3], с.170; (Формула 13.36);
для оперення - [1], с.139; [2], с.310; [3], с.193; (Формули 13.52-53);
для шасі - [1], с.142; [2], с.315; [3], с.203 (формула 13.63).
Слід мати на увазі, що в наведених формулах не враховано використання нових конструкційних матеріалів, зокрема, композитів, які можуть забезпечити зменшення маси силових елементів до (15-20)%. Тому в отримані результати розрахунків за вказаними формулами можна ввести поправочні коефіцієнти від (0,80 - 0,85), якщо агрегат повністю виготовляється з нових матеріалів, і до (0.9- 0.95) при частковому використанні цих матеріалів в конструкції агрегату.
При визначенні маси силової установки, паливної системи, обладнання, спорядження можна використовувати вагові формули і статистичний матеріал в [1], с.149, [2], с.319-330, а також використовувати статистику, наведену в таблицях 7.2. 7.3. 7.4 даного посібника. З огляду на науково-технічний прогрес в електроніці, системах автоматизації, в системах обладнання, слід і при розрахунку їх мас також вводити поправочні коефіцієнти, зменшуючи масу зазначених груп як мінімум на (5 - 10)%.
У додатку Б наводяться вагові формули, запозичені із зарубіжних видань.
Новий підхід до оцінки мас силових конструкцій з використанням кінцево-елементного моделювання, який доцільно застосовувати при проектуванні літаків з незвичайними зовнішніми формами і розмірами, наводиться в навчальному посібнику [7]. Додаткову інформацію та статистичні дані для вагових оцінок можна знайти в [6].
За результатами вагового розрахунку складається зведення мас літака, в якій детально вказуються маси всіх частин, що складають злітну масу літака (таблиця 7.1). Ці маси об'єднуються в групи за функціональною ознакою. Для кожної групи визначається сумарна маса в абсолютному mi (кг) і в щодо `mi. Розбивка мас усередині групи (силова установка, обладнання) виконується наближено з використанням статистичних відомостей таблиць 7.2. 7.3. 7.4. Детальна типова зведення мас приведена в підручнику [1], с.578-580.
В даному розрахунку цільове навантаження і маса палива не уточнюються. Їх значення беруться з розрахунку злітної маси першого наближення.
Отриману в результаті складання ваговій зведення сумарну масу можна вважати уточненням значенням злітної маси літака - злітною масою другого наближення.
В кінці вагового розрахунку визначають коефіцієнти ваговій віддачі по повній
і по комерційної навантажень
,
які характеризують транспортну ефективність літака.
Далі для довідки наводяться спрощені вагові зведення мас ряду пасажирських (таблиці 7.2 і 7.3) і бойових (таблиця 7.4) літаків. Ці таблиці містять відомості, представлені фірмами - розробниками зазначених літаків, що, незважаючи на деяку неповноту відомостей, дає цінний матеріал за складом окремих груп устаткування реальних літаків.
Таблиця 7.2 - Зведення мас літаків Ту-154 і Ту-204
Таблиця 7. 3 - Зведення мас літаків Іл-96-300 і Іл-114