Имея заданные и дополнительные геометрические характеристики самолёта, мы можем определить взлётную массу самолёта.
Взлетная масса самолета нулевого приближения определяется по формуле, полученной из уравнения относительных масс и с использованием статистических данных:
(1.1.)
где 
— взлетная масса;
—масса коммерческой нагрузки;
—масса экипажа;
—относительная масса конструкции;
—относительная масса силовой установки;
—относительная масса топлива;
—относительная масса оборудования и системы управления;
Значение 
определяется по формуле
= a + bL / V кр. (1.2.)
где L – дальность полета, км;
Vкр. – крейсерская скорость полета, км/ч.
Коэффициенты а и b имеют значения: а = 0,04…0,05 – для легких неманевренных самолетов (m0 < 6000 кг) и а = 0,06…0,07 для всех других самолетов; принимаем в нашем случае a = 0,06;
b = 0.05…0,06 – для дозвуковых самолетов; b = 0,14…0,15 для сверхзвуковых самолетов. Меньшее значение коэффициентов соответствует самолетов большего тоннажа; примем b = 0,05
Для 1 варианта: L=3300 км, V=750 км/ч, а = 0,06, b=0,05; поэтому 
;
Для второго варианта: L=2193 км, V=844 км/ч, а = 0,06, b=0,05; поэтому
= 0,06 + 0,05 
= 0,189
Относительные массы 
, 
, 
- приведены в табл.5 [4]
Для дозвукового пассажирского самолета выбираются следующие коэффициенты
= 0,28; = 0,1; = 0,1;
Подсчитаем массу полезной нагрузки. Каждый пассажир в среднем весит 80 кг, ему разрешается провозить платный багаж 110-120 кг, примем массу багажа для 1 пассажира – 120 кг.
По 1 варианту: =120 
;
по 2 варианту = 
Масса членов экипажа определяется как средняя масса, 80 кг, умноженная на число членов экипажа;
Подставляя относительные величины массы топлива 
=0,28: 
= 0,189,
конструкции, оборудования и управления, силовой установки, подсчитаем величину взлётной массы нулевого приближения для 2 вариантов.
По имеющимся данным определим:
:
Относительная масса крыла, фюзеляжа, оперения, шасси определим из статических данных, табл. 1.5. [4 ].
=0,396; 
=0,351; 
=0,069; 
=0,184;
при этом, для проверки нужно выяснить, выполняется ли равенство:
+ + + = 1,0.
Результаты вычисления масс занесём в таблицу 1.7.
Табл.1.7. Массы агрегатов и систем самолёта
| кг | кг | кг | кг | кг | кг | кг | кг | кг | кг | кг | кг |
|
| 
| 
| 
| 
| 
| 
| 
| 
| 
|
|
| 32 628 |
Масса пустого самолета: Mпуст = mк + mc.у + 
Выбор двигателя
В дальнейшем необходимо определить стартовую тягу двигателя Р0. Она определяется на основе средних значений тяговооруженности t0, из таблицы статистически.
Тяговооружённость в наших вариантах выбираем по статистике: 
(среднее статистическое), t02 = 0,39.
Определяем стартовую суммарную тягу двигателей по формуле:
Р0 = t0 х m0 х g / 10
где g = 9,8 м/с2; Подставляя t01 = 0,3, t02 = 0,39, получим:
1 вар. 
; 2 вар. Р02 = 0,39* 32628 * 10/ 9,8 = 12984 Дан
Поскольку у нас два двигателя, то потребная тяга одного двигателя будет в 2 раза меньше. Определяем стартовую тягу одного двигателя
P01 = P0 / nдв.
По 1 варианту она равна: P01 = 4500 Дан. Подбираем по каталогу ТРД [ 3] двигатель со следующими параметрами (Рис. 1.13.):
Рис.1.13 Схема ТРД для ПС
По 2 варианту получим: P02 = P02 / nдв. = 12984 / 2 = 6492 кгс
По величине стартовой мощности двигателя из каталога выбираем двигатель Д-36М выпускаемый на ОАО «Мотор Сич» в Украине.
Удельный расход топлива – 0,63
Длина двигателя –3470мм
Высота – 1711мм
Ширина - 1540мм
Вес двигателя – 1631кгс Тяга двигателя - 6500 кгс
В выбранных нами схемах пассажирских самолётов используются 2 двигателя. Их можно разместить на пилонах под крылом или в задней части фюзеляжа. Выбираем расположение двигателей в хвостовой части фюзеляжа. Это позволяет улучшить безопасность пассажиров, уменьшить слышимость шума в пассажирском салоне, улучшить путевую устойчивость, т.к. в случае отказа одного из двигателей возникает разворачивающий момент, а при такой компоновке двигателей он будет минимален.
1.5. Определение геометрических параметров частей самолета
1.5.1. Геометрические параметры частей самолёта по 1 варианту
Площадь крыла определяется из соотношения.
Корневая — 
и концевая — 
хорды крыла определяются по формулам
; 
Средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ) вычисляется по формуле:
.
Координата САХ по размаху крыла определяется соотношением
Координата носка САХ по оси ОХ
, где 
.
Размеры фюзеляжа 
и 
определяются по статистическим данным
Площади горизонтального и вертикального оперений найдем аналогично параметрам крыла
.
; 
При выборе λ 
и 
используются статистические данные 
.
; 
Плечо 
для “нормальной” схемы самолета (расстояние от центра масс до центра давления горизонтального оперения) находим по соотношению
.
Величину 
принимаем
.
1.5.2. Геометрические параметры частей самолёта по 2 варианту
Крыло:
Площадь крыла определяется из соотношения
S = m0g / 10 p 0
Где g = 9.8 м/с2, р 0 – удельная нагрузка на крыло при взлете, которое будет определяться по статистическим данным, примем р 0 = 439,6 
Тогда S = (44229 * 9,8) / (10* 439,6) = 98,6 м2
Размах крыла:
= 
где l берется на основе статистических данных из таблицы 1.6, l = 8,06
= 
= 28 (м)
Корневая (по оси симметрии самолета) b0 и концевая bk хорды крыла определяются исходя из значений S, h, 
:
b0 = 
* 
bk = 
где h = 3,194 (см. таблицу 1.2)
b0 = 
* 
= 5,3 (м)
bk = 
= 1,6 (м)
Средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ) вычисляется по формуле
bА = 
b0 * 
Зная, что h = 3,194 (см. табл. № 1.2), b0 = 5,3 (м), подставляем в формулу:
bА = * 5,3 * 
= 3,79 (м)
Координата САХ по размаху крыла определяется соотношением
= 
* 
= 
* 
= 5,77 (м)
Координата носка САХ по оси ОХ
= * * tg cп.к., или = * tg cп.к,
где cп.к – угол стреловидности крыла по средней кромке
= 5,77 * tg 23,4 = 2,5(м)
