Весовое проектирование магистральных самолетов

Таким образом, в результате расчетов были получены следующие данные масс пустого снаряженного самолета (Таблица 7.1):

Таблица 7.1 - Масса пустого самолета

	Масса пустого самолета, кг
Проект по прототипу:	Егер	Торенбик	Реймер	Новая метода
Ту-154	47349,2365	46453,449	40357,23	38833,4
Ту-204	54697,30	47752,00	36784,62	39087,71
Ил-96-300	109339,2886	109900,4224	101245,2996	100692,2

Мы видим, что новая комбинированная методика позволяет получить наименьшие значения массы пустого самолета, следовательно, самолеты, спроектированные в соответствии с ней, объективно потребуют меньшее количество топлива.

Небольшое увеличение массы пустого самолета имеет место для проекта по прототипу Ту-204, если проводить сравнение с массой пустого самолета, вычисленной по методе Реймера. Данный факт явился следствием заниженной оценки тяговооруженности в методе Реймера. Этот недостаток был устранен в новой разработанной методе, что потребовало установки более мощного двигателя.

С точки зрения охраны окружающей среды высокие значения тяговооруженности являются крайне желательными, так как это обеспечивает:

а) возможность уменьшение режима работы двигателей после взлета, что уменьшает шум в районе аэропорта;

б) более быстрый набор высоты и меньшие затраты топлива на взлетном режиме;

в) возможность полета на больших высотах, где удельный расход топлива имеет наименьшие значения.

Таким образом, использование новой методы для эскизного проектирования самолета позволяет получить оптимальные технические параметры проекта: удельную нагрузку на крыло и тяговооруженность, а также приемлемые значения массы пустого самолета, а, следовательно, и взлетной массы, что имеет большое значение для обеспечения охраны окружающей среды.

7.2 Организация рабочего места пользователя ПЭВМ

7.2.1 Обеспечение техники безопасности в соответствии с общими эргономическими требованиями

Организация рабочего места пользователя видеотерминалом и ЭВМ проводится в соответствии с требованиями ГОСТ 12.2.032 - 78 “ССБТ. Рабочее место при выполнении работ сидя. Общие эргономические требования”, с учетом характера и особенностей трудовой деятельности. На основании вышеуказанных требований спроектировано помещение, предназначенное для размещения рабочих мест пользователей ЭВМ, представленное на Рисунке 7.1.

Помещение рассчитано на два рабочих места, для которых пользование видеотерминалом и персональными ЭВМ являются основным видом деятельности. В рассматриваемом помещении предусмотрено два рабочих места с целью обеспечения безопасности: при возникновении угрозы жизни и здоровью для одного из работающих, другой сможет оказать ему помощь. В помещении необходимо предусмотреть наличие медицинской аптечки первой помощи.

В соответствии с Рисунком 7.1 площадь помещения составляет 17,86 м2, таким образом, на одно рабочее место приходится около 8,93 м2, что удовлетворяет требованию, предусматривающему площадь для одного рабочего места с ПЭВМ не менее 6 м2, а объем - не менее 20 м3. В рассматриваемом помещении высота потолка составляет 2,5 м, т.о. объем, приходящийся на одного рабочее место равен 22,33 м3.

Рабочие места относительно световой прорези располагаются так, что естественный свет падает сбоку и слева. Данное направление естественного света является преимущественным.

В соответствии с ГОСТ 12.2.032 - 78 расстояние от рабочих столов с видеотерминалами до стены со световой прорезью составляет 1 метр. Расстояние между боковыми поверхностями видеотерминалов равно 1,8 м, что соответствует требованиям ГОСТ 12.2.032 - 78, согласно которым данное расстояние должно быть не менее 1,2 м.

Конструкция рабочего места пользователя ЭВМ обеспечивает поддержание оптимальной рабочей позы со следующими эргономическими характеристиками: ступня ног - на полу или на подставке для ног, в случае, если ноги не достают до пола; бедра - в горизонтальной плоскости; предплечье - вертикально; локти - под углом 70 - 90 градусов к вертикальной плоскости; запястья согнуты под углом 10 - 20 градусов относительно горизонтальной плоскости, наклон головы - 15 - 20 градусов относительно вертикальной плоскости.

Так как пользование видеотерминалом и ПЭВМ является основным видом деятельности, то указанное оборудование размещается на основном рабочем столе с левой стороны.

Рабочее место состоит из основного рабочего и стола с правосторонним расположением дополнительного рабочего стола (см. Рисунок 7.1 поз. 3).

Рабочие основной и дополнительный столы имеют следующие параметры: высота - 725 мм, ширина - 1400 мм, глубина - 800 мм. Гарантированное пространство для ног работающего составляет: высота - 710 мм, ширина - 1000 мм, глубина - 800 мм. Кроме того, основной рабочий стол оборудуется подставкой для ног шириной 300 мм, глубиной 400 мм и возможностью регулирования высоты до 150 мм и угла наклона опорной поверхности до 20 градусов. Подставка имеет рифленную поверхность и бортик на переднем крае высотой 10 мм. Все вышеуказанные параметры соответствуют требованиям ГОСТ 12.2.032 - 78.

Рабочее место пользователя ЭВМ оборудуется креслами (см. Рисунок 7.1 поз. 6), обладающими следующими элементами: сидение, спинка, стационарные подлокотники.

Рабочее кресло является подъемно - поворотным, которое регулируется по высоте, углу наклона сидения и спинки, по расстоянию спинки к переднему краю сидения, высоте подлокотников. Регулирование каждого параметра является независимым, плавным и имеет надежную фиксацию. Ход ступенчатого регулирования элементов сидения составляет для линейных размеров 20 мм, для угловых - 5 градусов. Усилия во время регулирования не превышают 20 Н.

Ширина и глубина кресла составляют 400 мм, высота поверхности сидения регулируется в пределах от 400 до 500 м, угол наклона поверхности регулируется от 15 градусов вперед до 5 градусов назад. Высота спинки составляет 300 мм, ширина - 400 мм. Угол наклона спинки регулируется в границах от 0 до 30 градусов относительно вертикального положения. Расстояние от спинки к переднему краю сидения регулируется в границах 260 - 400 мм.

Для снижения статического напряжения мышц рук кресла оборудуются стационарными подлокотниками длиной 300 мм, шириной - 70 мм. Подлокотники регулируются по высоте над сидением на величину ± 30 мм. Высота подлокотников составляет 230 мм. Также подлокотники регулируются по расстоянию между ними в границах 350 - 400 мм.

Видеотерминал (см. Рисунок 7.1 поз.1) располагается на основном рабочем столе на расстоянии 700 мм от глаз работника, с учетом того, что на рассматриваемых рабочих местах установлены мониторы с размером по диагонали, равным 15” (38 см).

Клавиатура размещается на поверхности стола. Угол наклона клавиатуры регулируется в пределах от 5 до 15 градусов.

Рабочие места оснащены подвижными пюпитрами (держателями) (см. Рисунок 7.1 поз.7), высота и угол наклона которых регулируется.

Принтер (см. Рисунок 7.1 поз.2) располагается на дополнительном столе рабочего места. Данное расположение обеспечивает свободу движения рабочего за основным столом и хорошую видимость экрана монитора. Кроме того, это уменьшает вибрации на рабочем месте при выводе информации на принтер.

Также в рассматриваемом помещении предусмотрен плоттер (см. Рисунок 7.1 поз.4), который размещается рядом с рабочими местами и шкаф для бумаг (см. Рисунок 7.1 поз.8)

7.2.2 Обеспечение техники безопасности в соответствии с требованиями к вентиляции, отоплению и кондиционированию

Помещения с ЭВМ должны быть оборудованы системами отопления, кондиционирования воздуха или приточно-вытяжной вентиляцией в соответствии с “СНиП 2.04.05-91 Отопление, вентиляция и кондиционирование”.

Параметры микроклимата, ионного состава воздуха, содержимое вредных веществ на рабочих местах, оснащенных ЭВМ, должны отвечать требованиям СН 4088 - 86 “Санитарные нормы микроклимата производственных помещений”, ГОСТ 12.1.005 - 88 “ССБТ Общие санитарно - гигиенические требования к воздуху рабочей зоны”, СН 2152 - 80 “Санитарно - гигиенические нормы допустимых уровней ионизации воздуха производственных и общественных помещений”.

В рассматриваемом помещении на одно рабочее место приходится 22,33 м3, таким образом, в соответствии с требованиями в помещение должен подаваться объем наружного воздуха в размере 20 м3/час на одного рабочего.

В помещении необходимо поддерживать следующие параметры микроклимата: в холодные периоды года температура воздуха должна составлять 22 - 240С; относительная влажность воздуха - 60 - 40%; подвижность воздуха - 0,1 м/с. Температура воздуха может колебаться в пределах от 21 до 250С при сохранении остальных параметров микроклимата в указанных выше пределах.

В теплые периоды года температура воздуха должна составлять 23 - 250С; относительная влажность воздуха - 60 - 40%; подвижность воздуха - 0,1 - 0,2 м/с. Температура воздуха может колебаться от 22 до 260С при сохранении остальных параметров микроклимата в указанных пределах.

Воздух, поступающий в помещение, должен быть очищен от загрязнений, в том числе от пыли и микроорганизмов. Запыленность воздуха не должна превышать требований пункта 4.13 СН 512-78.

Уровень ионизации воздуха в помещении должен удовлетворять требованиям СНиП 2152 - 80. Оптимальное количество позитивных ионов на 1 см3 составляет 1500 - 3000; негативных: 3000 - 5000.

Для поддержки допустимых значений микроклимата и концентрации позитивных и негативных ионов в рассматриваемом помещении предусмотрена установка кондиционера (см. Рисунок 7.1 поз.5).

Кондиционирование воздуха должно обеспечивать автоматическое поддержание параметров микроклимата в необходимых пределах в течение всех сезонов года, очистку воздуха от пыли и вредных веществ, создание небольшого избыточного давления в чистых помещениях для исключения поступления неочищенного воздуха.

7.2.3 Обеспечение техники безопасности в соответствии с требованиями к освещению

В помещении предусмотрена световая прорезь, обеспечивающая естественную освещенность. Размещение рабочих мест обеспечивает оптимальное направление естественного света - сбоку и слева. Коэффициент естественной освещенности составляет 1,5% в соответствии с “СНиП 11-4-79 Естественное и искусственное освещение”.

На окнах в рассматриваемом помещении предусмотрены жалюзи.

В помещении предусмотрена искусственная освещенность люминесцентными лампами типа ЛБ. Уровень освещенности на рабочем столе должен составлять 300 лк в соответствии с СНиП 11-4-79.

7.2.4 Обеспечение техники безопасности в соответствии с требованиями к защите от статического электричества и излучений

В рассматриваемом помещении для предотвращения образования статического электричества и для защиты от него полы предусматривают антистатическое покрытие.

Допускаемые уровни напряженности электростатических полей не должны превышать 20кВ в течении 1 часа (ГОСТ 12.1045 - 81).

7.3 Расчет искусственной освещенности помещения, предназначенного для размещения рабочих мест с ПЭВМ

Для расчета освещенности помещения используем метод удельной мощности. Задача расчета общего равномерного освещения по таблицам условной удельной мощности сводится к определению необходимого числа ламп осветительной установки. Для расчета используем следующие формулы:

, (7.3.1)

где N - число ламп;

w - удельная мощность, Вт/м2;

P - мощность ламп в светильнике, Вт;

S - площадь помещения, м2.

Площадь рассматриваемого помещения составляет S=17,86 м2.

, (7.3.2)

где - условная удельная мощность, Вт/м2;

- поправочный коэффициент на освещенность и световую отдачу.

Условная удельная мощность определяется по /10/.

Поправочный коэффициент определяется по /10/.

В помещении предусматривается установка двухламповых светильников типа УСП5 с люминесцентными лампами типа ЛТБ40.

Люминесцентные лампы типа ЛТБ40 обладают следующими техническими данными: мощность - 40 Вт, световой поток - 2780 лм, световая отдача - 69,5 лм/Вт.

В соответствии с /10/ для рассматриваемых светильников в проектируемом помещении с размерами 3,8Ч4,7Ч2,5 и при коэффициенте отражения равном 70% для потолка, 50% для стен и 30% для пола условная удельная мощность равна 6,9.

Поправочный коэффициент для ламп типа ЛТБ40 и при требуемой в соответствии с СНиП 11-4-79 освещенности, равной 300 лк, равен 3,2. Таким образом, получаем:

Принимаем количество ламп, равным N = 10, таким образом, для обеспечения заданного уровня освещенности в помещении необходимо установить пять двухламповых светильников типа УСП5 с лампами типа ЛТБ40.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Основной целью данной дипломной работы является повышение точности и достоверности весовых расчетов самолета на ранних стадиях проектирования в соответствии с различными методиками. В данной работе рассмотрены три подхода: методика Егера, являющаяся основой для отечественного учебного дипломного и курсового проектирования, методика Торенбика, которая была разработана на основе материалов, представленных в /4/, и методика Реймера, при рассмотрении которой за основу были взяты материалы из источника /5/. Для целей данной дипломной работы был выполнен перевод некоторых глав из англоязычного источника /5/, непосредственно касающихся проблемы весового проектирования самолета.

В соответствии с данными методиками проведен расчет трех самолетов, прототипами для которых явились Ту-154, Ту-204 и Ил-96-300, а также верификация полученных результатов на основе известных величин масс рассматриваемых прототипов. Расчет проектируемых самолетов по трем вышеуказанным методикам включал в себя оценку основных технических характеристик проектов: тяговооруженности и удельной нагрузки на крыло, а также расчет взлетной массы самолетов в первом и втором приближениях. На основе результатов сделаны следующие выводы: методика Егера позволяет получить рациональные значения удельной нагрузки на крыло и тяговооруженности, хотя необходима корректировка рекомендаций, касающихся статистических величин коэффициентов максимальной подъемной силы во взлетно-посадочных условиях. Статистические формулы, используемые для оценки взлетной массы в первом приближении в соответствии с методикой Егера, требуют уточнения и корректировки, так как не позволяют получить приемлемых результатов для некоторых классов самолетов. Так, по формуле (1.1.19) относительная масса топлива для проекта по прототипу Ил-96-300 составляет 0,58, что говорит о невозможности создания самолета с заданными параметрами; статистическая формула для оценки относительной массы оборудования (1.1.18) также дает завышенные результаты для проекта по прототипу Ту-204. (см. приложения Б, В). Основным недостатком весового расчета самолета во втором приближении является невозможность рассмотрения компонентов группы силовой установки и оборудования по отдельности, так как по методике Егера оценивается масса групп в целом.

При расчете проектируемых самолетов в соответствии с методикой Торенбика отмечены следующие факты: заниженная оценка удельной нагрузки на крыло и тяговооруженности самолета, заниженная оценка относительной массы топлива. Кроме того, в ходе проведения расчетов выявлены статистические формулы, используемые для поэлементного расчета массы самолета во втором приближении, которые требуют исправления (см. приложение И).

Результаты расчетов в соответствии с методикой Реймера позволяют говорить о заниженной оценке тяговооруженности проектируемых самолетов; величина удельной нагрузки на крыло в большой степени зависит от выбора расчетных условий (см. приложение Ж). Методика Реймера позволяет наилучшим образом оценить относительную массу топлива, необходимого на полет, так как предусматривает рассмотрение отдельных этапов полета с учетом их количества и продолжительности. Кроме того, данная методика располагает в достаточной степени подробными статистическими весовыми формулами, использование которых позволяет получить приемлемые значения массы конструкции и силовой установки проектируемых самолетов, а также обнаружить огромный потенциал в уменьшении массы пустого самолета за счет использования более совершенных систем управления самолетом и оборудования.

В соответствии со сделанными выводами в данной дипломной работе предлагается комбинированная методика расчета самолета, которая включает в себя оценку основных параметров проектируемых самолетов в соответствии с методикой Егера и расчет взлетной массы самолетов в первом и втором приближениях по методике Реймера.

Результаты расчетов рассматриваемых трех проектов самолетов позволяют сделать следующие выводы: комбинированная методика позволяет получить приемлемые значения удельной нагрузки на крыло и тяговооруженности, а также достаточно точные значения масс конструкции и силовой установки. Масса оборудования в два и более раза меньше реальных значений. Возможно, методика Реймера наиболее объективно отражает современные тенденции к миниатюризации оборудования и совершенству технологий производства и установки систем управления с учетом необходимости уменьшения их массы, хотя, безусловно, это требует значительных финансовых вложений.

Применение комбинированной методики позволяет говорить о некотором усовершенствовании процесса проектирования самолета. Во-первых, новая методика предлагает использование более подробного весового расчета с применением более совершенных статистических равенств, тем самым, исключая недостатки подхода Егера, используемого ранее. Сравнение статистических формул методики Егера и Реймера некорректно, так как методика Егера предполагает расчет относительных масс, а методика Реймера - абсолютных. Тем не менее, из результатов расчетов видно, что методика Реймера, а, следовательно, и новая комбинированная методика, позволяет получить точные результаты для всех проектируемых самолетов, в то время как методика Егера для проекта по прототипу Ил-96-300 дает явно заниженные результаты по массе крыла.

Точность весовых расчетов на ранних стадиях проектирования играет решающую роль для дальнейшего развития проекта. Завышение проектного значения массы приводит к перетяжелению конструкции, а ее занижение может затянуть процесс создания самолета вследствие потребного усиления конструкции и, возможно, лишить самолет перспективы модификаций. Исходя из результатов, указанных в ПРИЛОЖЕНИИ Л, а также на основе диаграмм, представленных в графической документации к данному дипломному проекту, делаем вывод, что методика Реймера и комбинированная методика позволяют получить наиболее точные и стабильные результаты для всех трех проектируемых самолетов.

Тем не менее, на основе результатов данной дипломной работы можем сделать вывод о необходимости дальнейшего совершенствования процесса проектирования на этапе определения взлетной массы самолета в первом приближении. Заимствованное из методики Реймера статистическое экспоненциальное равенство для оценки относительной массы пустого самолета предназначено для расчета по всем магистральным самолетам. В данной дипломной работе было показано, что диапазон магистральных самолетов слишком велик для того, чтобы получить точные результаты. Таким образом, данное статистическое уравнение необходимо рассмотреть для отдельных диапазонов взлетных масс магистральных самолетов: легкие, средние, тяжелые.

В данной дипломной работе были проведены расчеты, подтверждающие важность проблемы снижения массы самолета с экономической точки зрения. Как показали расчеты раздела 6, стоимость проектов в соответствии с комбинированной методикой меньше, чем при проектировании по методике Егера, Торенбика и Реймера даже с учетом некоторого увеличения стоимости вследствие новизны предлагаемых методов.

Также в данной дипломной работе была рассмотрена важность уменьшения массы самолета с точки зрения обеспечения охраны окружающей среды, особенно с учетом тенденции в настоящее время к ужесточению требований к количеству выбросов и уровню шума двигателей самолетов. Проекты, созданные в соответствие с новой комбинированной методикой позволяют уменьшить экологическую нагрузку, так как объективно требуют меньшее количество топлива и позволяют использовать двигатели меньшей мощности, а, следовательно, уменьшить уровень шума (в данном случае корректно говорить о подобных конструкциях двигателей одного поколения).

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ СОКРАЩЕНИЙ

ВО - вертикальное оперение;

ГО - горизонтальное оперение;

ТРД - турбореактивный двигатель;

ТРДД - двухконтурный турбореактивный двигатель;

ТТТ - тактико-технические требования.

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ

скорость звука, м/с;

коэффициент статического момента горизонтального оперения;

коэффициент статического момента вертикального оперения;

средняя аэродинамическая хорда крыла, м;

длина концевой хорды крыла, м;

длина корневой хорды крыла, м;

максимальная ширина фюзеляжа, м;

относительная толщина крыла в корневой части;

относительная толщина крыла в концевой части;

коэффициент лобового сопротивления;

коэффициент лобового сопротивления при 0;

коэффициент индуктивного сопротивления;

коэффициент аэродинамической подъемной силы;

удельный расход топлива двигателя, кг/кгс*час;

диаметр фюзеляжа, м;

коэффициент Освальда;

коэффициент трения, коэффициент безопасности;

ускорение свободного падения, м/с2;

высота полета, м (если нет специальных оговорок);

максимальная высота фюзеляжа, м;

аэродинамическое качество;

размах крыла, м;

размах вертикального и горизонтального оперения соответственно, м;

длина фюзеляжа, м;

дальность полета, км;

плечо вертикального и горизонтального оперения соответственно, м;

длина разбега, м;

максимальная дальность полета, км;

М - число М полета;

степень двухконтурности ТРДД;

взлетная масса самолета, кг;

масса двигателя (сухого), кг;

масса какой-либо части (агрегата) самолета, кг;

посадочная масса самолета, кг;

масса пустого самолета при поставке, кг;

относительная масса какой-либо части (агрегата) самолета;

количество двигателей на самолете;

коэффициент расчетной перегрузки;

коэффициент эксплуатационной перегрузки;

число членов экипажа;

взлетная тяга двигателей, даН (если нет специальных оговорок);

взлетная тяга одного двигателя, даН (если нет специальных оговорок);

тяговооруженность самолета (при взлете);

площадь крыла (теоретическая), м2;

площадь омываемой поверхности, м2;

площадь омываемой поверхности какой-либо части самолета, м2;

относительная площадь какой-либо части самолета;

удельная нагрузка на крыло (при взлете), Н/м2 (если нет специальных оговорок);

скоростной напор, Н/м2;

V - скорость полета, км/ч (если нет специальных оговорок);

безопасная скорость взлета, км/ч (если нет специальных оговорок);

расчетная предельная скорость, м/с (если нет специальных оговорок);

угол стреловидности по ј хорд, град.;

удельная масса двигателя;

сужение крыла;

удлинение крыла;

удлинение какого-либо агрегата самолета;

угол наклона траектории полета к горизонту;

плотность воздуха (у Земли), кг/м3;

относительная плотность воздуха;

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

1. Проектирование самолетов / Под ред. С.М. Егера. - М.: Машиностроение, 1983. - 540с.

2. Проектирование самолетов. Разработка требований, определение взлетной массы: Методические указания к лабораторным работам / О.Н. Корольков, Д.М. Козлов, И.П. Вислов и др. - Самара, 1990. - 36с.

3. Проектирование самолетов. Компоновка, центровка, разработка общего вида: Методические указания к лабораторным работам / О.Н. Корольков, Д.М. Козлов, И.П. Вислов и др. - Самара, 1990. - 24с.

4. Торенбик Э. Проектирование дозвуковых самолетов. - М.: Машиностроение, 1983. - 648с.

5. Raymer D. P. Aircraft design: A Conceptual Approach, AIAA Educational Series, Washington, DC, 1989. - 745p.

6. Шейнин В.М., Козловский В.И. Весовое проектирование и эффективность пассажирских самолетов. - М.: Машиностроение, 1984. - 552с.

7. Аэродинамика самолета Ту-154 / Под ред. Т.И. Лигум, С.Ю. Скрипченко, Л.А. Чульский и др. - М.: Транспорт, 1977. - 304с.

8. Conceptual Design Studies of a Strut-Braced Wing Transonic Transport / J.F. Gundlach, Philippe-Andre Tetrault, F.H. Gern & others // Journal of Aircraft. -2000. - Vol.37, № 6. - p. 976 - 983.

9. Стасенко А.Л. Физические проблемы экологии наружного транспорта. www.mfti.ru

10. Лесман Е.А. Освещение административных зданий и помещений. - Л.: Энергоатомиздат, 1985. - 88с.

ПРИЛОЖЕНИЕ А. ПРОЕКТ ПО ПРОТОТИПУ ТУ-154

Таблица А.1 - Исходные параметры проекта по прототипу Ту-154

Агрегат	Параметр	Значение
Крыло		7,83
		0,12
		0,10
		3,484
		350
	,%	20,5
	,%	7
	,%	7,55
	,%	4,24
Фюзеляж	, м	3,8
	, м	42,33
		11,14
	, м2	446,45
Горизонтальное оперение		0,8
		0,11
		4,41
		2,5
		400
	,%	0,225
	,%	0,21
Вертикальное оперение		0,065
		1
		1,83
		450
	,%	0,18
	,%	0,23
Шасси	, мм	305
	, м	2,4
	, м	2,477
		2
Двигатели	НК-8-2У
	, кг/кгс ч	0,76
		1
	, даН	3Ч10500

Таблица А.2 - ТТТ к проекту по прототипу Ту-154

, км	2500	, км/ч	700
, м	1200	, км/ч	282
, м	1500	, км	10
, км	4500		15
, км/ч	265		13-13,5
, км/ч	900		152
, км/ч	950		2,5

Таблица А.3 - Определение удельной нагрузки на крыло для проекта по прототипу Ту-154(даН/м2)

Методика	Егер	Торенбик	Реймер
Условие
Обеспечение крейсерского полета	658,814	867,655	465,017
Обеспечение скорости захода на посадку	571,446
Обеспечение посадочной дистанции		514,514	662,888
Обеспечение разбега			512,729
Обеспечение взлетной дистанции		867,655
	571,446	514,514	465,017
Принимаем	571,000	514,500	465,000

Таблица А.4 - Определение тяговооруженности для проекта по прототипу Ту-154

Методика	Егер	Торенбик	Реймер
Условие
Обеспечение крейсерского полета	0,218	0,235	0,283
Обеспечение полета на потолке	0,220	0,248
Обеспечение заданной длины разбега	0,375
Обеспечение набора высоты при отказавшем двигателе	0,269	0,261	0,185
Обеспечение			0,255
	0,375	0,261	0,283
Принимаем	0,375	0,261	0,283

Таблица А.5 - Определение взлетной массы в первом приближении для проекта по прототипу Ту-154

Методика	Егер	Торенбик	Реймер
Параметр
Предполагаемая взлетная масса , кг	82400	75000	80600
Абсолютные массы, кг		18000	18000	18000
		525	-	525
		2100	-	-
		-	500	-
		-	20000	-
		-	6900	-
Относительные массы		0,26695	-	-
		0,12601	-	-
		0,118374	-	-
		-	-	0,506732
		0,238667	0,194*	0,15**	0,265093
Взлетная масса в первом приближении , кг	82500,01	74921,77	81031,84
	0,121221	0,104312	0,535784
, м2	144,4834	145,6205	174,262
, даН	30965	19584,91	22936,71
, даН	10321,67	6528,30	7645,57
* относительная масса топлива рассчитана аналитическим методом (используется в дальнейших расчетах). ** относительная масса топлива рассчитана графическим методом (не используется в дальнейших расчетах).

Таблица А.6 - Весовая сводка для проекта по прототипу Ту-154 в соответствии с методикой Егера

НАИМЕНОВАНИЕ	Расчетные данные	Фактические данные прототипа
	, кг		, кг
КОНСТРУКЦИЯ	23119	0,28023	24885	0,2777
Крыло	9148,97	0,1109	9200	0,10267
Фюзеляж	8758,60	0,10617	9490	0,1059
Оперение	1417,78	0,01719	2370	0,0264
Шасси	3578,65	0,04338	3715	0,04145
Окраска	214,995	0,00261	110	0,00123
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА	9749,24	0,11817	10921	0,1218
Двигатели	6064,94	0,07351	8230	0,09184
Средства установки двигателей	921,077	0,01117	1289	0,01438
Системы двигателей	921,077	0,01117	913	0,01018
Топливная система	1842,15	0,02233	489	0,00545
ОБОРУДОВАНИЕ И УПРАВЛЕНИЕ	9765,84	0,11837	12644	0,14110
А Самолетное оборудование
Гидросистема, пневмосистема	2145	0,026
Электрооборудование	1072,5	0,013
Радиооборудование	990,000	0,012
Радиолокационное оборудование	907,500	0,011
Аэронавигационное оборудование	990,000	0,012
Противообледенительная система	825,000	0,01
Система управления	1072,5	0,013
В Специальное оборудование
Пассажирское	907,500	0,011
Погрузочно-разгрузочное	855,838	0,01037
ПУСТОЙ САМОЛЕТ	42634,1	0,52091	48450	0,5407
СНАРЯЖЕНИЕ И СЛУЖЕБНАЯ НАГРУЗКА	2325	0,02841	2325	0,02594
Экипаж	525	0,00642	525	0,00586
Спасательное оборудование	252	0,00308	252	0,00281
Снаряжение	1548	0,01891	1548	0,01728
ПУСТОЙ СНАРЯЖЕННЫЙ САМОЛЕТ	44959,1	0,54932	50775	0,56665
ЦЕЛЕВАЯ НАГРУЗКА	18000	0,21993	18000	0,20088
Пассажиры	11400	0,13929	11400	0,12722
Багаж	4560	0,05572	4560	0,05089
Почта	2040	0,02493	2040	0,02277
ТОПЛИВО	18886,4	0,22893	20831*	0,23247
Расходуемое топливо	14663,1	0,17732	18056	0,2015
Навигационный запас	3732,15	0,0456	2375	0,0265
Невыкачиваемое топливо	491,073	0,006	400	0,00446
ПОЛНАЯ НАГРУЗКА	36886,4	0,45068	38831	0,43335
ВЗЛЕТНАЯ МАССА	81845,5	1	89606**	1
ВЕСОВАЯ ОТДАЧА
по полной нагрузке	0,465496	0,4593
по коммерческой нагрузке	0,213686	0,200879
* масса топлива определена по /7/ ** в соответствии с ТТТ взлетная масса самолета Ту-154 составляет 92000 кг (в дальнейшем данное примечание не указывается)

Таблица А.7 - Весовая сводка для проекта по прототипу Ту-154 в соответствии с методикой Торенбика

НАИМЕНОВАНИЕ	Расчетные данные	Фактические данные прототипа
	, кг		, кг
КОНСТРУКЦИЯ	23164,9	0,3117	24885	0,276828
Крыло	8668,008	0,116634	9200	0,10279
Фюзеляж	8482,906	0,114144	9490	0,106038
Оперение	1906,316	0,025651	2370	0,02648
Шасси	2909,948	0,039155	3715	0,04151
Рулевые поверхности	1197,722	0,016116
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА	10870,46	0,14627	10921	0,122028
Двигатели	6900	0,092844	8230	0,091959
Гондолы**	1082,654	0,014568	1289	0,01440
ВСУ***	424,5055	0,005712
Топливная система	2343,324	0,031531	489	0,005464
ОБОРУДОВАНИЕ И УПРАВЛЕНИЕ	9903,898	0,133264	12644	0,14128
А Самолетное оборудование
Гидросистема, пневмосистема	652,9	0,008785
Электрооборудование	1667,358	0,022435
Радиолокационное оборудование, аэронавигационное оборудование	1692,055	0,022768
Противообледенительная система	884,0961	0,011896
В Специальное оборудование
Пассажирское	4578,49	0,061607
Погрузочно-разгрузочное	429	0,005773
ПУСТОЙ САМОЛЕТ	43939,26	0,561032	48340	0,54014
СНАРЯЖЕНИЕ И СЛУЖЕБНАЯ НАГРУЗКА	2325	0,029686	2325	0,02598
Экипаж	525	0,007064	525	0,00587
Спасательное оборудование	252	0,003391	252	0,00282
Снаряжение	1548	0,020829	1548	0,0173
ПУСТОЙ СНАРЯЖЕННЫЙ САМОЛЕТ	46264,26	0,590719	50665	0,56611
ЦЕЛЕВАЯ НАГРУЗКА	18000	0,242203	18000	0,20113
Пассажиры	11400	0,153395	11400	0,12738
Багаж	2736	0,036815	2736	0,030571
Почта	3864	0,051993	3864	0,043175
ТОПЛИВО	14054,31	0,189111	20831*	0,232759
Расходуемое топливо	10400,19	0,141833	18056	0,201752
Навигационный запас	2810,861	0,037822	2375	0,026538
Невыкачиваемое топливо	843,2584	0,009456	400	0,00447
ПОЛНАЯ НАГРУЗКА	32054,31	0,409281	38831	0,43389
ВЗЛЕТНАЯ МАССА	78318,56	1	89496	1
ВЕСОВАЯ ОТДАЧА
по полной нагрузке	0,441325	0,459864
по коммерческой нагрузке	0,227863	0,201126
* масса топлива определена по /7/ ** Гондолы в /2/ относятся к группе КОНСТРУКЦИИ *** ВСУ в /2/ относится к группе ОБОРУДОВАНИЯ И УПРАВЛЕНИЯ

Таблица А.8 - Весовая сводка для проекта по прототипу Ту-154 в соответствии с методикой Реймера

НАИМЕНОВАНИЕ	Расчетные данные	Фактические данные прототипа
	, кг		, кг
КОНСТРУКЦИЯ	23995,79	0,297917	24885	0,276828
Крыло	10318,18	0,128104	9200	0,102798
Фюзеляж	7206,907	0,089476	9490	0,106038
Оперение	1580,115	0,019618	2370	0,026482
Шасси	4890,594	0,060719	3715	0,04151
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА	9735,451	0,120869	10921	0,122028
Двигатели	7050	0,087528	8230	0,091959
Средства управления двигателями	128,2402	0,001592
Система запуска двигателей	98,43738	0,001222
Топливная система	572,9655	0,007114	489	0,005464
Гондолы**	1665,807	0,020682
ВСУ***	220	0,002731
ОБОРУДОВАНИЕ И УПРАВЛЕНИЕ	5117,041	0,06353	12644	0,14128
А Самолетное оборудование
Гидросистема	154,4485	0,001918
Электрооборудование	670,9762	0,00833
Система управления полетом	835,7792	0,010377
Авионика	971,3215	0,012059
Измерительная аппаратура	178,6409	0,002218
Противообледенительная система	161,2413	0,002002
Система кондиционирования	1038,721	0,012896
В Специальное оборудование
Пассажирское	1081,726	0,01343
Погрузочно-разгрузочное	24,18619	0,0003
ПУСТОЙ САМОЛЕТ	38848,28	0,482316	48340	0,540136
СНАРЯЖЕНИЕ И СЛУЖЕБНАЯ НАГРУЗКА	2325	0,028866	2325	0,025979
Экипаж	525	0,006518	525	0,005866
Спасательное оборудование	252	0,003129	252	0,002816
Снаряжение	1548	0,019219	1548	0,017297
ПУСТОЙ СНАРЯЖЕННЫЙ САМОЛЕТ	41173,28	0,511182	50665	0,566115
ЦЕЛЕВАЯ НАГРУЗКА	18000	0,223477	18000	0,201126
Пассажиры	11400	0,141535	11400	0,12738
Багаж	2250	0,027935	2250	0,025141
Почта	4350	0,054007	4350	0,048606
ТОПЛИВО	21372	0,265341	20831*	0,232759
Расходуемое топливо	19875,96	0,246767	18056	0,201752
Навигационный запас	1282,32	0,01592	2375	0,026537
Невыкачиваемое топливо	213,72	0,002653	400	0,004469
ПОЛНАЯ НАГРУЗКА	39372	0,488818	38831	0,433885
ВЗЛЕТНАЯ МАССА	80545,28	1	89496	1
ВЕСОВАЯ ОТДАЧА
по полной нагрузке	0,516249	0,459864
по коммерческой нагрузке	0,222057	0,201126
* масса топлива определена по /7/ * Гондолы в /3/ относятся к группе КОНСТРУКЦИИ ** ВСУ в /3/ относится к группе ОБОРУДОВАНИЯ И УПРАВЛЕНИЯ

Таблица А.9 - Расчетные параметры проекта по прототипу Ту-154

Методика	Егер	Торенбик	Реймер	Реальные значения
Агрегат	Параметр
Крыло	, м2	144,48	145,62	174,60	180,01
	, м	33,63	33,77	36,97	37,50
	, м	6,68	6,70	7,34	7,46
	, м	1,92	1,92	2,11	2,14
	, м	4,74	4,75	5,21	5,29
Горизонтальное оперение	, м2	32,55	32,81	39,33	40,55
	, м	16,82	16,88	18,48	18,85
	, м	11,98	12,03	13,17	13,40
	, м	3,88	3,90	4,27	4,32
	, м	1,55	1,56	1,71	1,73
	, м	2,88	2,89	3,17	3,27
Вертикальное оперение	, м2	25,47	25,67	30,77	31,72
	, м	12,40	12,45	13,64	13,45
	, м	5,05	5,07	5,55	7,55
	, м	6,53	6,55	7,17	5,43
	, м	3,57	3,58	3,92	2,97
	, м	5,19	5,21	5,71	5,78
Двигатели	Тип марка	ТРДД НК-8-2У	ТРДД НК-8-2У	ТРДД НК-8-2	ТРДД НК-8-2У
	, кг/кгс ч	0,76	0,76	0,796	0,76
	, даН	3Ч10321,7	3Ч6528,30	3Ч7645,57	3Ч10500

ПРИЛОЖЕНИЕ Б. ПРОЕКТ ПО ПРОТОТИПУ Ту-204

Таблица Б.1 - Исходные параметры проекта по прототипу Ту-204

Агрегат	Параметр	Значение
Крыло		9,91
		0,145
		0,095
		3,93
		280
	,%	15
	,%	7
	,%	7,5
	,%	4
	,%	3
Фюзеляж	, м	3,914
	, м	42,22
		10,8
	, м2	459,6
Горизонтальное оперение		1,1
		0,1
		5,1
		2,9
		300
	,%	0,26
	,%	0,166
Вертикальное оперение		0,19
		1,17
		2,8
		400
	,%	0,446
	,%	0,44
Шасси	, мм	390
	, м	2,82
	, м	2,87
		2
Двигатели	ПС-90А
	, кг/кгс ч	0,595
		4,7
	, даН	2Ч16000

Таблица Б.2 - ТТТ к проекту по прототипу Ту-204

, км	2500	, км/ч	700
, м	1230	, км/ч	269
, м	1280	, км	10
, км	5000		17,5
, км/ч	245		15-15,75
, км/ч	850		196
, км/ч	900		2,5

Таблица Б.3 - Определение удельной нагрузки на крыло для проекта по прототипу Ту-204 (даН/м2)

Методика	Егер	Торенбик	Реймер
Условие
Обеспечение крейсерского полета	641,453	575,917	466,635
Обеспечение скорости захода на посадку	498,689
Обеспечение посадочной дистанции		454,973	540,870
Обеспечение разбега			570,756
Обеспечение взлетной дистанции		870,559
	498,689	454,973	466,635
Принимаем	498,500	454,500	466,500

Таблица Б.4 - Определение тяговооруженности для проекта по прототипу Ту-204

Методика	Егер	Торенбик	Реймер
Условие
Обеспечение крейсерского полета	0,251	0,200	0,300
Обеспечение полета на потолке	0,244	0,223
Обеспечение заданной длины разбега	0,306
Обеспечение набора высоты при отказавшем двигателе	0,322	0,286	0,217
Обеспечение			0,250
	0,322	0,286	0,300
Принимаем	0,322	0,286	0,300

Таблица Б.5 - Определение взлетной массы в первом приближении для проекта по прототипу Ту-204

Методика	Егер	Торенбик	Реймер
Параметр
Предполагаемая взлетная масса , кг	96000	76000	80600
Абсолютные массы, кг		21000	21000	21000
		600	-	600
		1300	-	-
		-	500	-
		-	20000	-
		-	8850	-
Относительные массы		0,2949908	-	-
		0,0998026	-	-
		0,123854*	0,12**	-	-
		-	-	0,52105
		0,248471	0,13452*	0,13**	0,20034
Взлетная масса в первом приближении , кг	96732,21	75659,61	77526,51
	0,7569465	0,447879	0,351528
, м2	194,05	166,47	166,19
, даН	31147,772	21651,36	23288,04
, даН	15573,89	10825,68	11644,02
* относительная масса топлива рассчитана аналитическим методом (используется в дальнейших расчетах). ** относительная масса топлива рассчитана графическим методом (не используется в дальнейших расчетах). * значение относительной массы оборудования и систем управления получено по формуле (1.1.18) (не используется в дальнейших расчетах). ** статистическое значение относительной массы оборудования и систем управления (используется в дальнейших расчетах).

Таблица Б.6 - Весовая сводка для проекта по прототипу Ту-204 в соответствии с методикой Егера

НАИМЕНОВАНИЕ	Расчетные данные	Фактические данные прототипа
	, кг		, кг
КОНСТРУКЦИЯ	30750,0	0,3179	29099	0,2835
Крыло	13382,6	0,1383	11090	0,1080
Фюзеляж	8556,42	0,0885	11689	0,1139
Оперение	2401,54	0,0248	1995	0,0194
Шасси	6159,49	0,0637	4325	0,0421
Окраска	250,00	0,0026
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА	10439,4	0,1079	11520	0,1122
Двигатели	6238,21	0,0645
Средства установки двигателей	1050,30	0,0109
Системы двигателей	1050,30	0,0109
Топливная система	2100,60	0,0217
ОБОРУДОВАНИЕ И УПРАВЛЕНИЕ	11607,9	0,1200	11250	0,1096
А Самолетное оборудование
Гидросистема, пневмосистема	2515,04	0,0260
Электрооборудование	1547,72	0,0160
Радиооборудование	1160,79	0,0120
Радиолокационное оборудование	967,32	0,0100
Аэронавигационное оборудование	1160,79	0,0120
Противообледенительная система	967,32	0,0100
Система управления	1257,52	0,0130
В Специальное оборудование
Пассажирское	1160,79	0,0120
Погрузочно-разгрузочное	870,59	0,0090
ПУСТОЙ САМОЛЕТ	52797,3	0,5710	51869	0,5053
СНАРЯЖЕНИЕ И СЛУЖЕБНАЯ НАГРУЗКА	1900,00	0,0205	5782	0,0563
Экипаж	600,00	0,0065	600	0,0058
Спасательное оборудование	252,00	0,0027	252	0,0025
Снаряжение	1048,00	0,0113	4930	0,0480
ПУСТОЙ СНАРЯЖЕННЫЙ САМОЛЕТ	54697,3	0,5915	57651	0,5616
ЦЕЛЕВАЯ НАГРУЗКА	21000,0	0,2271	21000	0,2046
Пассажиры	14700,0	0,1590	14700	0,1432
Багаж	3920,00	0,0424	3920	0,0382
Почта	2380,00	0,0257	2380	0,0232
ТОПЛИВО	16769,9	0,1734	24000**	0,2338
Расходуемое топливо	13456,9	0,1375
Навигационный запас	2758,17	0,0298
Невыкачиваемое топливо	554,80	0,0060
ПОЛНАЯ НАГРУЗКА	37769,9	0,4085	45000	0,4384
ВЗЛЕТНАЯ МАССА	92467,3	1,0000	102651*	1,0000
ВЕСОВАЯ ОТДАЧА
по полной нагрузке	0,429016	0,494705
по коммерческой нагрузке	0,227107	0,204577
* согласно ТТТ взлетная масса Ту-204 составляет 94000 кг (в дальнейшем данное примечание не указывается) ** максимальная масса топлива согласно весовым данным самолета Ту-204

Таблица Б.7 - Весовая сводка для проекта по прототипу Ту-204 в соответствии с методикой Торенбика

НАИМЕНОВАНИЕ	Расчетные данные	Фактические данные прототипа
	, кг		, кг
КОНСТРУКЦИЯ	24292,2	0,3211	29099	0,2835
Крыло	9265,9	0,1233	11090	0,1080
Фюзеляж	8912,3	0,1178	11689	0,1139
Оперение	1939,5	0,0256	1995	0,0194
Шасси	2962,3	0,0392	4325	0,0421
Рулевые поверхности	1212,1	0,0160
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА	9937,9	0,1314	11520	0,1122
Двигатели	5950,0	0,0786
Гондолы**	1407,3	0,0186
ВСУ***	524,3	0,0069
Топливная система
ОБОРУДОВАНИЕ И УПРАВЛЕНИЕ	11196,9	0,1480	11250	0,1096
А Самолетное оборудование
Гидросистема, пневмосистема	802,5	0,0106
Электрооборудование	1694,2	0,0224
Радиолокационное оборудование, аэронавигационное оборудование	2285,1	0,0302
Противообледенительная система	1096,9	0,0145
В Специальное оборудование
Пассажирское	4753,2	0,0628
Погрузочно-разгрузочное	565,0	0,0075
ПУСТОЙ САМОЛЕТ	45427,0	0,5755	51869	0,5053
СНАРЯЖЕНИЕ И СЛУЖЕБНАЯ НАГРУЗКА	2325,0	0,0295	5782	0,0563
Экипаж	525,0	0,0069	600	0,0058
Спасательное оборудование	252,0	0,0033	252	0,0025
Снаряжение	1548,0	0,0205	4930	0,0480
ПУСТОЙ СНАРЯЖЕННЫЙ САМОЛЕТ	47752,0	0,6050	57651	0,5616
ЦЕЛЕВАЯ НАГРУЗКА	21000,0	0,2776	21000	0,2046
Пассажиры	12675,0	0,1675	12675	0,1235
Багаж	3042,0	0,0402	3042	0,0296
Почта	4446,0	0,0588	5283	0,0515
ТОПЛИВО	10177,7	0,1345	24000*	0,2338
Расходуемое топливо	7531,5	0,1009		0,0000
Навигационный запас	2035,5	0,0269		0,0000
Невыкачиваемое топливо	610,7	0,0067		0,0000
ПОЛНАЯ НАГРУЗКА	31177,7	0,3950	45000	0,4384
ВЗЛЕТНАЯ МАССА	78929,7	1,0000	102651	1,0000
ВЕСОВАЯ ОТДАЧА
по полной нагрузке	0,424462	0,494705
по коммерческой нагрузке	0,26606	0,204577
* максимальная масса топлива согласно весовым данным самолета Ту-204 ** Гондолы в /2/ относятся к группе КОНСТРУКЦИИ *** ВСУ в /2/ относится к группе ОБОРУДОВАНИЯ И УПРАВЛЕНИЯ

Таблица Б.8 - Весовая сводка для проекта по прототипу Ту-204 в соответствии с методикой Реймера

НАИМЕНОВАНИЕ	Расчетные данные	Фактические данные прототипа
	, кг		, кг
КОНСТРУКЦИЯ	21598,8	0,294599	29099	0,283475
Крыло	8869,071	0,120971	11090	0,108036
Фюзеляж	7241,828	0,098776	11689	0,113871
Оперение	1903,176	0,025959	1995	0,019435
Шасси	3584,729	0,048894	4325	0,042133
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА	8123,829	0,110806	11520	0,112225
Двигатели	6000	0,081838
Средства управления двигателями	64,53978	0,00088
Система запуска двигателей	90,21309	0,00123
Топливная система	431,0461	0,005879
Гондолы**	1318,03	0,017977
ВСУ***	220	0,003001
ОБОРУДОВАНИЕ И УПРАВЛЕНИЕ	5161,987	0,070407	11250	0,109595
А Самолетное оборудование
Гидросистема	161,9771	0,002209
Электрооборудование	525,7433	0,007171
Система управления полетом	947,101	0,012918
Авионика	971,3215	0,013248
Измерительная аппаратура	122,1573	0,001666
Противообледенительная система	155,053	0,002115
Система кондиционирования	1080,815	0,014742
В Специальное оборудование
Пассажирское	1174,561	0,016021
Погрузочно-разгрузочное	23,25795	0,000317
ПУСТОЙ САМОЛЕТ	34884,62	0,475812	51869	0,505295
СНАРЯЖЕНИЕ И СЛУЖЕБНАЯ НАГРУЗКА	1900	0,025915	5782	0,056327
Экипаж	600	0,008184	600	0,005845
Спасательное оборудование	252	0,003437	252	0,002455
Снаряжение	1048	0,014294	4930	0,048027
ПУСТОЙ СНАРЯЖЕННЫЙ САМОЛЕТ	36784,62	0,501728	57651	0,561621
ЦЕЛЕВАЯ НАГРУЗКА	21000	0,286432	21000	0,204577
Пассажиры	11400	0,155491	11400	0,111056
Багаж	4560	0,062197	4560	0,044422
Почта	2040	0,027825	5040	0,049098
ТОПЛИВО	15531,3	0,211841	24000*	0,233802
Расходуемое топливо	14444,11	0,197012
Навигационный запас	931,8781	0,01271
Невыкачиваемое топливо	155,313	0,002118
ПОЛНАЯ НАГРУЗКА	36531,3	0,498272	45000	0,438379
ВЗЛЕТНАЯ МАССА	73315,92	1	102651	1
ВЕСОВАЯ ОТДАЧА
по полной нагрузке	0,524188	0,494705
по коммерческой нагрузке	0,286432	0,204577
* максимальная масса топлива согласно весовым данным самолета Ту-204 ** Гондолы в /3/ относятся к группе КОНСТРУКЦИИ *** ВСУ в /3/ относится к группе ОБОРУДОВАНИЯ И УПРАВЛЕНИЯ

Таблица Б.9 - Расчетные параметры проекта по прототипу Ту-204

Методика	Егер	Торенбик	Реймер	Реальные значения
Агрегат	Параметр
Крыло	, м2	194,047	166,468	166,188	181,442
	, м	43,852	40,616	40,582	42,404
	, м	7,055	6,534	6,529	6,822
	, м	1,795	1,663	1,661	1,736
	, м	4,946	4,581	4,577	4,783
Горизонтальное оперение	, м2	50,488	43,312	43,240	47,208
	, м	20,911	19,368	19,351	20,220
	, м	16,046	14,862	14,850	15,517
	, м	4,679	4,334	4,330	4,525
	, м	1,614	1,494	1,493	1,560
	, м	3,395	3,145	3,142	3,283
Вертикальное оперение	, м2	86,546	74,246	74,121	80,924
	, м	18,681	17,303	17,288	18,064
	, м	10,063	9,320	9,312	9,730
	, м	12,675	11,739	11,730	12,256
	, м	4,527	4,193	4,189	4,377
	, м	9,244	8,562	8,555	8,939
Двигатели	Тип марка	ТРДД ПС-90А	ТРДД ПС-90А	ТРДД ПС-90А	ТРДД ПС-90А
	, кг/кгс ч	0,58	0,58	0,58	0,58
	, даН	2Ч15573,9	2Ч10825,7	2Ч11644,0	2Ч16000

ПРИЛОЖЕНИЕ В. ПРОЕКТ ПО ПРОТОТИПУ Ил-96-300

Таблица В.1 - Исходные параметры проекта по прототипу Ил-96-300

Агрегат	Параметр	Значение
Крыло		9,5
		0,14
		0,10
		3,25
		300
	,%	15
	,%	4,5
	,%	7,55
	,%	4
	,%	3
Фюзеляж	, м	6,08
	, м	51,15
		9,07
	, м2	837,58
Горизонтальное оперение		0,84
		0,11
		4,38
		2,6
		37,50
	,%	0,27
	,%	0,18
Вертикальное оперение		0,054
		1,6
		3
		450
	,%	0,17
	,%	0,26
Шасси	, мм	408
	, м	2,95
	, м	3
		3
Двигатели	ПС-90А
	, кг/кгс ч	0,58
		4,7
	, даН	16000

Таблица В.2 - ТТТ к проекту по прототипу Ил-96-300

, км	7500	, км/ч	700
, м	1500	, км/ч	280
, м	1500	, км	10
, км	12000		19
, км/ч	260		16,5-17,1
, км/ч	870		300
, км/ч	920		2,5

Таблица В.3 - Определение удельной нагрузки на крыло для проекта по прототипу Ил-96-300 (даН/м2)

Методика	Егер	Торенбик	Реймер
Условие
Обеспечение крейсерского полета	703,030	640,717	498,178
Обеспечение скорости захода на посадку	692,373
Обеспечение посадочной дистанции		552,626	662,888
Обеспечение разбега			602,361
Обеспечение взлетной дистанции		640,717
	692,373	552,626	498,178
Принимаем	690,000	550,000	498,000

Таблица В.4 - Определение тяговооруженности для проекта по прототипу Ил-96-300

Методика	Егер	Торенбик	Реймер
Условие
Обеспечение крейсерского полета	0,174	0,239	0,277
Обеспечение полета на потолке	0,174	0,207
Обеспечение заданной длины разбега	0,331
Обеспечение набора высоты при отказавшем двигателе	0,212	0,223	0,157
Обеспечение			0,252
	0,331	0,239	0,277
Принимаем	0,331	0,239	0,277

Таблица В.5 - Определение взлетной массы в первом приближении для проекта по прототипу Ил-96-300

Методика	Егер	Торенбик	Реймер
Параметр
Предполагаемая взлетная масса , кг	202000	197000	225000
Абсолютные массы, кг		40000	40000	40000
		940	-	940
		6130	-	-
		-	500	-
		-	50000	-
		-	11800	-
Относительные массы		0,21561	-	-
		0,095161	-	-
		0,105792	-	-
			-	0,491695
		0,589241*	0,35**	0,29643*	0,28**	0,326575
Взлетная масса в первом приближении , кг	201639,4	195190,6	225279,3
	0,17884	0,918452	0,124123
, м2	292,231	354,8921	452,368
, даН	66788,46	46633,39	62328,74
, даН	16697,12	11658,35	15582,19

По методе Егера: * значение относительной массы топлива рассчитано по формуле (1.1.19) (в дальнейшем не используется в расчетах).

** значение относительной массы топлива по статистическим данным (используется в дальнейших расчетах).

По методе Торенбика: * относительная масса топлива рассчитана аналитическим методом (используется в дальнейших расчетах).

** относительная масса топлива рассчитана графическим методом (не используется в дальнейших расчетах).

Таблица В.6 - Весовая сводка для проекта по прототипу Ил-96-300 в соответствии с методикой Егера

НАИМЕНОВАНИЕ	Расчетные данные	Фактические данные прототипа
	, кг		, кг
КОНСТРУКЦИЯ	57253,3	0,2839	67484	0,3133
Крыло	21905	0,1086	32718	0,1519
Фюзеляж	22779,9	0,1130	19865	0,0922
Оперение	2439,16	0,0121	4984	0,0231
Шасси	9529,23	0,0473	9592	0,0445
Окраска	600	0,0030	325	0,0015
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА	23684,2	0,1175	21933	0,1018
Двигатели	12289,3	0,0609	11800	0,0548
Средства установки двигателей	2848,72	0,0141	1341	0,0062
Системы двигателей	2848,72	0,0141	3040	0,0141
Топливная система	5697,44	0,0283	855	0,0040
ОБОРУДОВАНИЕ И УПРАВЛЕНИЕ	21331,9	0,1058	17968	0,0834
А Самолетное оборудование
Гидросистема, пневмосистема	4839,35	0,0240
Электрооборудование	2621,31	0,0130
Радиооборудование	2218,03	0,0110
Радиолокационное оборудование	2419,67	0,0120
Аэронавигационное оборудование	1814,75	0,0090
Противообледенительная система	2016,39	0,0100
Система управления	1814,75	0,0090
В Специальное оборудование
Пассажирское	2016,39	0,0100
Погрузочно-разгрузочное	1571,19	0,0078
ПУСТОЙ САМОЛЕТ	102269	0,4675	108334	0,5029
СНАРЯЖЕНИЕ И СЛУЖЕБНАЯ НАГРУЗКА	7070	0,0323	7070	0,0328
Экипаж	940	0,0043	940	0,0044
Спасательное оборудование	450	0,0021	450	0,0021
Снаряжение	5680	0,0260	5680	0,0264
ПУСТОЙ СНАРЯЖЕННЫЙ САМОЛЕТ	109339	0,4998	115404	0,5358
ЦЕЛЕВАЯ НАГРУЗКА	40000	0,1829	40000	0,1857
Пассажиры	22500	0,1029	22500	0,1045
Багаж	9000	0,0411	9000	0,0418
Почта	8500	0,0389	8500	0,0395
ТОПЛИВО	69416,6	0,3443	60000	0,2785
Расходуемое топливо	64557,5	0,2951	56760	0,2635
Навигационный запас	4165	0,0190	3000	0,0139
Невыкачиваемое топливо	694,166	0,0032	240	0,0011
ПОЛНАЯ НАГРУЗКА	109417	0,5002	100000	0,4642
ВЗЛЕТНАЯ МАССА	218756	1	215404*	1
ВЕСОВАЯ ОТДАЧА
по полной нагрузке	0,532	0,497
по коммерческой нагрузке	0,183	0,186
* в соответствии с ТТТ взлетная масса самолета Ил-96-300 составляет 216000 кг (в дальнейшем данное примечание не указывается)

Таблица В.7 - Весовая сводка для проекта по прототипу Ил-96-300 в соответствии с методикой Торенбика

НАИМЕНОВАНИЕ	Расчетные данные	Фактические данные прототипа
	, кг		, кг
КОНСТРУКЦИЯ	57669,23	0,2955	67159	0,3118
Крыло	25808,63	0,1312	32718	0,1519
Фюзеляж	16400,06	0,0840	19865	0,0922
Оперение	2256,395	0,0116	4984	0,0231
Шасси	7892,995	0,0404	9592	0,0445
Рулевые поверхности	2279,992	0,0117
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА	16012,6	0,0820	21933	0,1018
Двигатели	8925	0,0457	11800	0,0548
Гондолы*	3031,171	0,0155	1341	0,0062
ВСУ**	648,5578	0,0033	521	0,0024
Топливная система
ОБОРУДОВАНИЕ И УПРАВЛЕНИЕ	29148,59	0,1493	17968	0,0834
А Самолетное оборудование
Гидросистема, пневмосистема	1402	0,0072
Электрооборудование	4084,813	0,0209
Радиолокационное оборудование, аэронавигационное оборудование	11327,67	0,0580
Противообледенительная система	648,5578	0,0033
В Специальное оборудование
Пассажирское	9478,647	0,0486
Погрузочно-разгрузочное	1110	0,0057
ПУСТОЙ САМОЛЕТ	102830,4	0,5047	108334	0,5029
СНАРЯЖЕНИЕ И СЛУЖЕБНАЯ НАГРУЗКА	7070	0,0347	7070	0,0328
Экипаж	940	0,0048	940	0,0044
Спасательное оборудование	450	0,0023	450	0,0021
Снаряжение	5680	0,0291	5680	0,0264
ПУСТОЙ СНАРЯЖЕННЫЙ САМОЛЕТ	109900,4	0,5394	115404	0,5358
ЦЕЛЕВАЯ НАГРУЗКА	40000	0,2049	40000	0,1857
Пассажиры	22500	0,1153	22500	0,1045
Багаж	6000	0,0307	6000	0,0279
Почта	11500	0,0589	11500	0,0534
ТОПЛИВО	53852,52	0,2759	60000	0,2785
Расходуемое топливо	39850,86	0,2069	56760	0,2635
Навигационный запас	10770,5	0,0552	3000	0,0139
Невыкачиваемое топливо	3231,151	0,0138	240	0,0011
ПОЛНАЯ НАГРУЗКА	93852,52	0,4606	100000	0,4642
ВЗЛЕТНАЯ МАССА	203752,9	1	215404	1
ВЕСОВАЯ ОТДАЧА
по полной нагрузке	0,495318	0,497066
по коммерческой нагрузке	0,196316	0,185698
* Гондолы в /2/ относятся к группе КОНСТРУКЦИИ ** ВСУ в /2/ относится к группе ОБОРУДОВАНИЯ И УПРАВЛЕНИЯ

Таблица В.8 - Весовая сводка для проекта по прототипу Ил-96-300 в соответствии с методикой Реймера

НАИМЕНОВАНИЕ	Расчетные данные	Фактические данные прототипа
	, кг		, кг
КОНСТРУКЦИЯ	70330,28	0,3262	68500	0,3180
Крыло	33686,29	0,1562	32718	0,1519
Фюзеляж	17860,27	0,0828	19865	0,0922
Оперение	6230,344	0,0289	4984	0,0231
Шасси	9563,542	0,0444	9592	0,0445
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА	15542,22	0,0721	21933	0,1018
Двигатели	14000	0,0649	11800	0,0548
Средства управления двигателями	187,6547	0,0009
Система запуска двигателей	142,6741	0,0007
Топливная система	1211,896	0,0056	855	0,0040
Гондолы*	2989,826	0,0139	1341	0,0062
ВСУ**	660	0,0031
ОБОРУДОВАНИЕ И УПРАВЛЕНИЕ	9082,566	0,0421	17968	0,0834
А Самолетное оборудование
Гидросистема	223,4148	0,0010
Электрооборудование	880,7804	0,0041
Система управления полетом	1077,531	0,0050
Авионика	971,3215	0,0045
Измерительная аппаратура	290,0505	0,0013
Противообледенительная система	450,5586	0,0021
Система кондиционирования	2088,062	0,0097
В Специальное оборудование
Пассажирское	2373,263	0,0110
Погрузочно-разгрузочное	67,58378	0,0003
ПУСТОЙ САМОЛЕТ	94955,07	0,4404	108334	0,5029
СНАРЯЖЕНИЕ И СЛУЖЕБНАЯ НАГРУЗКА	7070	0,0328	7070	0,0328
Экипаж	940	0,0044	940	0,0044
Спасательное оборудование	450	0,0021	450	0,0021
Снаряжение	5680	0,0263	5680	0,0264
ПУСТОЙ СНАРЯЖЕННЫЙ САМОЛЕТ	102025,1	0,4732	115404	0,5358
ЦЕЛЕВАЯ НАГРУЗКА	40000	0,1855	40000	0,1857
Пассажиры	22500	0,1044	22500	0,1045
Багаж	6000	0,0278	6000	0,0279
Почта	11500	0,0533	11500	0,0534
ТОПЛИВО	73570,67	0,3412	60000	0,2785
Расходуемое топливо	68420,73	0,3174	56760	0,2635
Навигационный запас	4414,24	0,0205	3000	0,0139
Невыкачиваемое топливо	735,7067	0,0034	240	0,0011
ПОЛНАЯ НАГРУЗКА	113570,7	0,5268	100000	0,4642
ВЗЛЕТНАЯ МАССА	215595,7	1	215404	1
ВЕСОВАЯ ОТДАЧА
по полной нагрузке	0,559	0,497
по коммерческой нагрузке	0,185	0,186
* Гондолы в /3/ относятся к группе КОНСТРУКЦИИ ** ВСУ в /3/ относится к группе ОБОРУДОВАНИЯ И УПРАВЛЕНИЯ

Таблица В.9 - Расчетные параметры проекта по прототипу Ил-96-300

Методика	Егер	Торенбик	Реймер	Реальные значения
Агрегат	Параметр
Крыло	, м2	292,231	354,892	452,368	350,000
	, м	52,690	58,064	65,555	57,660
	, м	8,483	9,348	10,554	9,284
	, м	2,610	2,876	3,247	2,857
	, м	6,064	6,683	7,545	6,637
Горизонтальное оперение	, м2	80,572	97,849	124,724	96,500
	, м	18,476	20,361	22,988	18,850
	, м	18,786	20,702	23,373	20,570
	, м	6,195	6,827	7,708	6,776
	, м	2,383	2,626	2,965	2,606
	, м	4,571	5,038	5,688	5,000
Вертикальное оперение	, м2	50,932	61,853	78,841	61,000
	, м	16,325	17,990	20,311	13,454
	, м	9,027	9,948	11,231	9,910
	, м	8,463	9,326	10,530	9,233
	, м	2,821	3,109	3,510	3,078
	, м	6,112	6,736	7,605	6,668
Двигатели	Тип марка	ТРДД RB211-22	ТРДД ПС-90А	ТРДД ПС-90А	ТРДД ПС-90А
	, кг/кгс ч	0,61	0,58	0,58	0,58
	, даН	4Ч16697	4Ч11658,4	4Ч15582,2	4Ч16000

ПРИЛОЖЕНИЕ Г. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПАРАМЕТРА ВЗЛЕТА (К РАСЧЕТУ УДЕЛЬНОЙ НАГРУЗКИ НА КРЫЛО ПО МЕТОДИКЕ РЕЙМЕРА)

Рисунок Г.1 Параметр взлета /5/

ПРИЛОЖЕНИЕ Д. РАСЧЕТ ОТНОСИТЕЛЬНОЙ МАССЫ ТОПЛИВА В СООТВЕТСТВИИ С МЕТОДИКОЙ РЕЙМЕРА

Таблица Д.1 - Расчет относительной массы топлива для проекта по прототипу Ту-154 ()

Этап	Коэффициент массы	Итоговый коэффициент массы	Относительная масса топлива
Запуск двигателей, взлет	0,9700	0,7499	0,2651
Набор высоты	0,9805
Крейсерский полет	0,8435
Режим ожидания (1 час)	0,9519
Снижение	0,9900
Посадка и руление	0,9920

Таблица Д.2 - Расчет относительной массы топлива для проекта по прототипу Ту-204 ()

Этап	Коэффициент массы	Итоговый коэффициент массы	Относительная масса топлива
Запуск двигателей, взлет	0,9700	0,8110	0,2003
Набор высоты	0,9815
Крейсерский полет	0,8935
Режим ожидания (1 час)	0,9707
Снижение	0,9900
Посадка и руление	0,9920

Таблица Д.3 Расчет относительной массы топлива для самолета Ил-96-300()

Этап	Коэффициент массы	Итоговый коэффициент массы	Относительная масса топлива
Запуск двигателей, взлет	0,9900	0,6919	0,3266
Набор высоты	0,9812
Крейсерский полет	0,7380
Режим ожидания (1 час)	0,9730
Снижение	0,9950
Посадка и руление	0,9970

ПРИЛОЖЕНИЕ Е. К ОЦЕНКЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО КАЧЕСТВА САМОЛЕТА

Рисунок Е.1 - Отношение площади омываемой поверхности самолета к теоретической площади крыла /5/

Таблица Е.1 - Коэффициент профильного сопротивления проектируемых самолетов при нулевой подъемной силе

Методика	Егер	Торенбик	Реймер
Проект по прототипу:
Ту-154	0,0206	0,0210	0,0180
Ту-204	0,0215	0,0195	0,0180
Ил-96-300	0,0194	0,0163	0,0195

Таблица Е.2 - Аэродинамическое качество самолетов на крейсерском режиме

Методика	Егер	Торенбик	Реймер	Реальные значения*
Проект по прототипу:
Ту-154	14,0648	14,3150	14,3172	13
Ту-204	15,1860	16,9313	16,1049	15,5
Ил-96-300	15,7302	18,6122	15,1491	17
* В расчетах параметров проектируемых самолетов использовались реальные значения.

Таблица Е.3 - Максимальное аэродинамическое качество самолетов