Определение эффективности авиационной системы по вероятности выполнения основных стадий функционирования. Портников Б.А - 13 стр.

      так как подъем и снижение дозвуковых самолетов ведутся, как
правило при С ро < C p и при аэродинамическом качестве, которое мало
отличается от крейсерского /3/. Значения Ср и K выбираются по данным
таблицы 1.

       Максимальная коммерческая нагрузка
       Максимальная коммерческая нагрузка, соответствующая расчетной
дальности полета, определяется в зависимости от числа пассажирских мест и
емкости багажных и грузовых помещений на самолете /5/. В массу
коммерческой нагрузки включают пассажиров с их личным багажом, массу
почты, платных грузов, запаса питания в буфете и воды:
                                          20 ⋅ nпас            L           
       mкн = 90 ⋅ nпас + 290 ⋅ Vбаг − C ⋅            +  0,5 ⋅        + 0,34  ⋅
                                            120               V рейс           (2.15)
                                                                               
       ⋅ (nпас + nc ) + mп ⋅ nпас ,
       где число членов экипажа – nc, масса питания mп (кг), объем
багажных помещений – Vбаг (м3) зависят от класса самолетов и приведены в
таблице 1.
       Например, для самолета Boeing-707-120В (США), при Vбаг = 45 м3,
                                      кг
mп = 2,5, nc = 14, С р = 0,55                и K = 12,6, коммерческая нагрузка
                                    даН ⋅ ч
составляет 21400 кг.

       Взлетная масса
       Используем известную формулу, выражающую соотношение
расчетной дальности полета и взлетной массы для предварительного
проектирования /5/:
          K ср ⋅ Vкрейс             m0 
       L=               ⋅ K в ⋅ ln         .
             С Рср                   m
                                    КН max 
                                           L ⋅C Pcp
                                       K   ⋅V         ⋅К
       Отсюда: m0 = mКН max ⋅ e cp крейс в
       Формула была бы достаточно точна, если бы весь полет выполнялся
на Нкрейс. При учете потери топлива на взлет, набор высоты и разгон до
крейсерской скорости (Кв) при М < 1 при учете выражений
K ср = K , C Рср = 0,98 ⋅ С Р , получим:
                          4, 77 ⋅C P
                          K ⋅V рейс
       m0 = mКН max ⋅ e                                           (2.16)
      Причем удовлетворяется условие m0 ≤ m0огр ( m0огр – ограничение из
таблицы 1).
      Например, для самолета Boeing-707-120В взлетная масса равна
116000 кг.