Учитывая массу кабельной сети как 30% от общей массы и массу креплений как 10% получим :

mрэо=1686+169+505= 2360 кг.

Масса ДТО 3600 кг.

Получим массу m эовн=mэ+mao+mрэо+mдто+mдн=720+2910+2360+

+3600+50000=59590кг.

2. Обоснование тактико-технических характеристик.

2.1.Обоснование перехода на СПГ.

Проблема перехода на криогенные топлива стоит уже несколько лет и обусловлена тем, что в мире иссякают запасы нефти и возникла сложная экологическая обстановка, вызванная выбросами в атмосферу продуктов сгорания углеводородных топлив. Криогенные топлива способны убрать эти проблемы. Производство и применение СПГ дешевле и экологически чище по сравнению с керосином, а так же СПГ лучше керосина и по другим показателям.

Проведём сравнение физических и теплофизических свойств керосина и СПГ.

По техническим условиям СПГ состоит из : метана –92%, азота-1,5% , этана-4% , пропана и других углеводородов 2,5% , примеси сероводорода и меркаптановой серы –0,005%.

Удельная теплота сгорания керосина примерно равна 43 МДж/кг , а удельная теплота сгорания СПГ 50 МДж/кг , что позволяет снизить удельный расход топлива. Это позволит для одного и того же запаса топлива на борту увеличить дальность полёта.

Так же можно использовать хладоёмкость СПГ , которая в более чем в 3 раза выше чем у керосина. СПГ можно использовать для охлаждения лопаток турбины, что позволит снизить потери на отбор воздуха для охлаждения, а это повысит эффективность силовой установки.

Но при применении СПГ можно столкнутся со следующими проблемами. Так как плотность СПГ практически в 2 раза меньше плотности керосина, необходимо увеличивать объём топливного бака для сохранения той же дальности полёта. Увеличение объёма топливного бака приведёт к уменьшению аэродинамического качества.

Вторая проблема это обеспечение мер пожаро и взрывобезопасности , так как СПГ являются летучими веществами и более взрывоопасны, чем керосин.

Следовательно, учитывая все недостатки и преимущества СПГ, а так же состояние экономики России, геополитической обстановки, запасов ресурсов, переход на СПГ необходим и целесообразен.

2.2.Обоснование аэродинамической схемы.

Примем за аэродинамическую схему проектируемого ЛА, аэродинамическую схему военно-транспортного самолёта ИЛ-76.

ПЛА представляет собой свободонесущий моноплан нормальной схемы с высокорасположенным крылом большого удлинения λ=8,5 и умеренной стреловидностью χ0,25=25% однокилевым Т-образным хвостовым оперением. Оснащён четырмя ДТРД, расположенными в мотогондолах, расположенных под крылом.

Верхнее расположение крыла позволяет ролучить ряд преимуществ по сравнению с низкопланом:

- более высокое значение аэродинамического качества из-за благоприятного обтекания стыка крыла и фюзеляжа;

- большее значение Су за счёт положительной интерференции крыла с фюзеляжем;

- размещение грузового люка на необходимой высоте;

- относительно большое расстояние от двигателей до ВПП (снижает количество посторонних предметов, попавших в работающий двигатель).

Крыло имеет геометрическую крутку(max угол закрутки концевых сечений консолей составляет 3º) и аэродинамическую крутку, состоящую в том, что относительная кривизна профиля увеличивается с 0,8% вблизи фюзеляжа до 0,2% в концевых сечениях крыла.

С целью получения высоких значений коэффициентов подъёмной силы на взлёте и посадке крыло оборудовано двухсекционными трёхщелевыми раздвижными закрылками, на носке каждого полукрылка пятисекционными предкрылками, что обеспечивает увеличению Су на 0,55, а αкр на 7º.

Для обеспечения приемлемых характеристик боковой устойчивости самолёта угол поперечного V консоли крыла равен -3º.

Относительная толщина профиля изменяется от 13% в корневой части до 10% в концевой части крыла. Уменьшение относительной толщины вдоль размаха крыла позволяет увеличить Мкр и уменьшению лобового сопротивления при больших скоростях.

По бортам фюзеляжа расположены обтекатели основных стоек шасси. Угол установки крыла относительно фюзеляжа выбран 3º, так как минимум сопротивления фюзеляжа достигается при угле атаки 3…4º. Удлинение фюзеляжа (λ=9) позволяет минимизировать лобовое сопротивление.

Установка Т-образного оперения позволяет увеличить эффективность стабилизатора по сравнению с низко расположенным стабилизатором (увеличение плеча и вынос ГО из зоны максимальных скосов за крылом) ГО выполнено управляемым и характеризуется стреловидностью χ0,25=30º, удлинением λ=4,8, сужением η=2,5. Вдоль всего размаха ГО расположен руль высоты .

Однокилевое ВО достаточно большой стреловидности (χ0,25=38º), что создаёт условия для безкризисного обтекания во всём допустимом диапазоне чисел М полёта.