Определение полётной массы самолёта

Исходные данные

Таблица 1

	Расчётная крейсерская скорость,	960 км/ч
	Расчётная высота полёта,	13100 м
	Взлётная масса,	245000 кг
	Площадь крыла,	328, 96
	Типдвигателя(с указанием степени двухконтурности для ТРДД)
	Статическая тяга двигателя,	3 222000 Н
	Статический удельный расход топлива,	0, 036 кг/(н·ч)
	Вариант АХ

Полетная конфигурация самолета для АХ-6

	0, 00	0, 16	0, 32	0, 48	0, 64	0, 80	0, 965	1, 11	1, 23	1, 29	1, 31	1, 25

Таблица 3

M = 0+0, 95		0, 00	0, 1	0, 2	0, 4	0, 6	0, 8	1, 0	1, 2	1, 35
M ≤ 0, 60 M = 0, 80 M = 0, 85 M = 0, 90 M = 0, 95		0, 0200 0, 0210 0, 0240 0, 0280 0, 0340	0, 0204 0, 0215 0, 0254 0, 0310 0, 0395	0, 0215 0, 0233 0, 0288 0, 0364 0, 0495	0, 0289 0, 0335 0, 0425 0, 0583 0, 0895	0, 0410 0, 0545 0, 0750 - -	0, 0620 0, 0975 - - -	0, 0970 - - - -	0, 1540 - - - -	0, 1812 - - - -

РАСЧЁТ ОСНОВНЫХ ЛТХ САМОЛЁТА

Определение полётной массы самолёта

Расчёт основных лётно - технических характеристик (ЛТХ) самолёта производим для средней полётной массы

,

где - взлётная масса [кг], указанная в задании;

- полный запас топлива [кг].

Приближённо величину полного запаса топлива можно принять:

,

где для самолётов с ТРД, ТРДД, .

Примем А = 0, 5

Вес (силу тяжести) самолёта определяем по его средней полётной массе:

,

где ; в кг.