Ecuația existenței aeronavei

Ecuația existenței aeronavei ( formula lui Mozhaisky ) vă permite să găsiți aproximativ masa la decolare a unei aeronave ipotetice (LA), pe baza proprietăților sale operaționale, de proiectare sau de zbor.

Tipul formulei

m_0= \frac{m_\text{echipament}+m_\text{combustibil}+m_\text{marfă}+m_\text{motoare}}{1-(\xi_\text{fuselaj}+\xi_\text{ aripă}+\xi_\text{tail}+\xi_\text{cockpit}+\xi_\text{sistem de combustibil}+\xi_\text{șasiu}+\xi_\text{echipament})}

Aici:

$m_{0}$ greutatea la decolare a unei aeronave ipotetice;

Masa relativă a elementului i este raportul dintre masa elementului structural al aeronavei și masa la decolare a aeronavei; $\xi _{\text{i}}={\frac {m_{\text{i}}}{m_{0}}}$

$m_{\text{fuselaj)}$ greutatea fuselajului,
$m_{\text{aripa}}$ Greutatea aripii și mecanizarea de aterizare,
$m_{\text{tail}}$ greutatea cozii,
$m_{\text{cabina de pilotaj)}$ greutatea cockpitului.
$m_{\text{motoare}}=k_{\text{en}}m_{\text{ro}}$ Masa centralei electrice, unde
- $k_{\text{ro}}$ Numărul de motoare
- $m_{\text{ro}}$ Greutatea unui motor
$m_{\text{echipament}}=k_{\text{eq}}m_{\text{eq}}$ greutatea echipajului, unde
- $k_{\text{eq)}$ Numărul de membri ai echipajului
- $m_{\text {eq)}$ Greutatea unui membru al echipajului în echipament de zbor
$m_{\text{sistemul de alimentare}}$ Greutatea sistemului de alimentare cu combustibil
$m_{\text{combustibil)}$ Masa combustibilului
$m_{\text{șasiu}}$ Greutatea trenului de aterizare și a trenului de aterizare
$m_{\text{echipament}}$ Masa de aviație și radio și alte echipamente.
$m_{\text{marfa)}$ Masa sarcinii utile

Această formulă este numită după A. F. Mozhaisky , care a construit primul avion de dimensiuni mari mai greu decât aerul cu echipaj din lume cu propria sa centrală electrică . Cel mai probabil, autorul acestei formule este VF Bolhovitinov [1] . Există dovezi istorice că K.E. Tsiolkovsky [2] a folosit și el o formulă similară în raționamentul său atunci când a proiectat un avion monoplan integral din metal.

Formula vă permite să obțineți masa aproximativă la decolare a aeronavei proiectate în prima etapă de aproximare. Termenii de referință, de regulă, indică astfel de caracteristici ale aeronavei create, cum ar fi raza de acțiune, viteza maximă, sarcina utilă și durata zborului.

Pe baza acestor indicatori, proiectanții determină numărul de membri ai echipajului, aleg centrala electrică (tipul și numărul de motoare adecvate), determină cantitatea necesară de combustibil. Astfel, se găsește numărătorul formulei.

Numitorul formulei se calculează pe baza datelor statistice [3] privind proiectele aeronavelor existente. De exemplu, o aeronavă de luptă este proiectată pentru o sarcină G maximă mai mare decât o aeronavă de pasageri, prin urmare, masa relativă a aripii sale va fi mai mare decât masa relativă a aripii unui avion de pasageri. Pe de altă parte, șasiul celor doi luptători, cu greutăți apropiate la decolare, au aproximativ aceeași greutate relativă. Se poate aștepta ca masa relativă a elementului aeronavei proiectate și a prototipului său să fie apropiate.

Dacă, ca urmare a calculului folosind formula Mozhaisky, masa la decolare a unei aeronave ipotetice se dovedește a fi excesiv de mare sau invers, prea mică, aceasta înseamnă că crearea unei astfel de mașini este imposibilă.

În mod interesant, aplicarea formulei ornitopterelor (avioane de zbor) oferă o greutate maximă la decolare de 14 până la 50 kg. . Este această masă pe care o au cele mai mari păsări zburătoare (lebede, vulturi, petreli).

Derivarea formulei

Scriem masa la decolare a aeronavei ca suma elementelor constitutive:

m_{0}=m_{\text{fuselaj}}+m_{\text{aripa}}+m_{\text{tail}}+m_{\text{cockpit}}+m_{\text{motoare }}+m_{\text{equipage}}+m_{\text{sistem de combustibil}}+m_{\text{fuel}}+m_{\text{chassis}}+m_{\text{echipament}}+m_ {\text{marfa))

Grupând masele de elemente cunoscute nouă din necunoscute, obținem:

m_{0}=(m_{\text{echipament}}+m_{\text{combustibil}}+m_{\text{marfă}}+m_{\text{motoare}})+m_{0} (\xi _{\text{fuselage}}+\xi _{\text{wing}}+\xi _{\text{tail}}+\xi _{\text{cockpit}}+\xi _{\ text{sistem de combustibil}}+\xi _{\text{șasiu}}+\xi _{\text{echipament}})

Reducând cu , obținem $m_{0}$

1={\frac {m_{\text{echipament}}+m_{\text{combustibil}}+m_{\text{marfă}}+m_{\text{motoare}}}{m_{0} }}+(\xi _{\text{fuselage}}+\xi _{\text{wing}}+\xi _{\text{tail}}+\xi _{\text{cockpit}}+\xi _{\text{sistem de combustibil}}+\xi _{\text{chassis}}+\xi _{\text{echipament}})

Sau in sfarsit

m_0= \frac{m_\text{echipament}+m_\text{combustibil}+m_\text{marfă}+m_\text{motoare}}{1-(\xi_\text{fuselaj}+\xi_\text{ aripă}+\xi_\text{tail}+\xi_\text{cockpit}+\xi_\text{sistem de combustibil}+\xi_\text{șasiu}+\xi_\text{echipament})}

Literatură

Sheinin V. M., Kozlovsky V. I. Proiectarea greutății și eficiența aeronavelor de pasageri. T. 1. Calculul greutății aeronavei și planificarea greutății. M., „Inginerie”, 1977, 344 p.
Aviația generală. Recomandări pentru designeri. Sub conducerea doctorului în științe tehnice, profesorul V. G. Mikeladze. TsAGI, 1996
Kondratiev V.P., Yasnopolsky L.F. Aeronave - cu propriile mâini - M .: Patriot, 1993. -208 p., ill.

Note

↑ OKB V.F. Bolthovitinov . www.testpilot.ru _ Preluat la 1 noiembrie 2021. Arhivat din original la 1 noiembrie 2021. (nedefinit)
↑ AEROPLAN . www.astronaut.ru _ Preluat la 1 noiembrie 2021. Arhivat din original la 1 noiembrie 2021. (nedefinit)
↑ Shavrov, vol. I