Wrocław, dnia 20.01.2012r.

Wydział Mechaniczno – Energetyczny

Inżynieria Lotnicza

„PROJEKTOWANIE SAMOLOTÓW”

Prowadzący:

mgr inż. Paweł Czekałowski

Wykonali:

Krzysztof Sawicki 181633

Przemysław Hawlicki 181573

Zajęcia: czwartek 11:15 – 13:00

Rok akademicki: 2011 / 2012

PROJEKT I

1. ZBIÓR WYMAGAŃ

Tabela 1.

Nazwa	Hawlisaw
Typ	Samolot turystyczny
Liczba miejsc	4
Zasięg	L ≥ 1000km

1. ANALIZA PORÓWNAWCZA

Tabela 2.

	Cessna 177RG	Seneca V	Archer
Rozpiętość	10,8	11,9	10,8
Długość	8,3	8,7	7,32
Wysokość	2,6	3,0	2,2
Powierzchnia nośna	16,6	19,4	15,4
Masa własna	772	1541	767
Masa ładunku	498	624	398
Maksymalna masa startowa	1270	2165	1157
Prędkość maksymalna	274	364	316
Prędkość przelotowa	224	300	237
Prędkość minimalna	92	109	98
Prędkość wznoszenia	4,7	7,8	4,5
Pułap	5200	7620	4298
Zasięg	1658	1533	1144
Moc silnika/silników	200	2x220	180
Typ silnika	AVCO Lycoming I0-360-A1B6D	Teledyne Continental T SIO-360-RB	Lycoming 0-360-A4M

3. PROFIL MISJI

Zadaniem projektowanego przez nas statku powietrznego jest przelot na odległość niemniejszą niż 1000km. Samolot ten ma pomieścić cztery osoby – razem z pilotem.
Po wystartowaniu maszyna ma wznieść się na odpowiedni pułap, a następnie wykonać lot na ponad 1000km. Po wykonaniu określonego zadania, samolot ma wylądować w określonym wcześniej miejscu docelowym.

1. Start

2. Przelot o określonym zasięgu

3. Lądowanie

4. DOBÓR UKŁADU AERODYNAMICZNEGO

1. Konwencjonalny układ aerodynamiczny.

• JEDNOPŁAT

• DOLNOPŁAT

• WOLNONOŚNY

Ze względu na rozwiązanie konstrukcyjne skrzydła dobraliśmy jednopłat - dolnopłat wolnonośny, umożliwia to dogodne mocowanie skrzydła do kadłuba oraz daje lepsze właściwości aerodynamiczne.

1. Podział ze względu na konstrukcje usterzenia.

• KLASYCZNY

• USTERZENIE PIONOWE

• USTERZENIE POZIOME

Wybraliśmy układ klasyczny, ze względu na dobrą stateczność dynamiczną i statyczną, prostą konstrukcję oraz łatwość w zapewnieniu stateczności samolotu.

1. Układ kadłuba.

W naszym samolocie fotele będą w dwóch rzędach po dwa miejsca, a drzwi znajdować się będą za skrzydłem ze względu na to że jest to samolot turystyczny i najważniejsza jest wygoda pasażerów.

1. Rodzaj napędu

• TŁOKOWY SILNIK ŚMIGŁOWY

Założyliśmy, że nasz samolot będzie miał jeden silnik, znajdujący się w przedniej części kadłuba. Wybraliśmy taki silnik ze względu na to, że jest to nie duży samolot oraz ze względu na ekonomiczność spalania paliwa.

5. OSZACOWANIE MASY – dla oszacowania masy, przyjmujemy wstępnie m₀=1500kg

1. Stosunek masy samolotu pustego do masy całkowitej

$$\frac{m_{\text{sam.pust}}}{m_{o}} = Am_{0}^{c}$$

2. Stosunek masy paliwa do masy całkowitej

• Podgrzanie silników i start

$$\frac{m_{2}}{m_{1}} = 0,970$$

• Wznoszenie

$$\frac{m_{3}}{m_{2}} = 0.985$$

• Przelot

$$\frac{m_{4}}{m_{3}} = e^{\frac{- RC}{\text{Vd}}}$$

R=1000 km; C=0,4; V=300 km/h; d=10

$$\frac{m_{4}}{m_{3}} = e^{\frac{- 100 \bullet 0,4}{300 \bullet 10}} \approx 0,875$$

• Lądowanie

$$\frac{m_{5}}{m_{4}} = 0,995$$

$$\frac{m_{5}}{m_{1}} = \frac{m_{2}}{m_{1}}\frac{m_{3}}{m_{2}}\frac{m_{4}}{m_{3}}\frac{m_{5}}{m_{4}}$$

$$\frac{m_{5}}{m_{1}} = 0,97 \bullet 0,985 \bullet 0.875 \bullet 0.995 = 0.831$$

Uwzględniamy niezbędną rezerwę masy paliwa- 6%

$$\frac{m_{\text{pal}}}{m_{0}} = 1,06(1 - \frac{m_{5}}{m_{1}})$$

$$\frac{m_{\text{pal}}}{m_{0}} = 1,06\left( 1 - 0,831 \right) = 0,179$$

3. Masa pasażerów i załogi

Przyjmujemy, że na 1 człowieka przypada 130 kg

m_pas.+zal. = 130 • 4 = 520 kg

4. Masa całkowita

$$m_{0} = \frac{m_{pas. + zal.}}{1 - \frac{m_{\text{pal}}}{m_{0}} - \frac{m_{\text{sam.pust}}}{m_{o}}}$$

$$m_{0} = \frac{520}{1 - 0,179 - 0,91 \bullet m_{0}^{- 0,09}} = 1487kg$$

5. Masa paliwa i pustego samolotu

m_pal = 0, 179 • 1487 = 266 kg 

m_pus.sam. = 0, 91 • 1487^−0, 09 • 1500 = 707 kg 

Tabela 3.

m0	–
3000	1375
2500	1402
2000	1437
1500	1487
1000	1565
500	1728

Tabela 4.

Masa własna	700	kg
Masa całkowita	1487	kg
Masa paliwa	266	kg
Masa pasażerów i załogi	520	kg

PROJEKT II

2. Obciążenie ciągu i dobór silnika.

2.1. Obciążenie mocy dla silnika tłokowego

$$\frac{N}{m} = AV_{\max}^{c}$$

N = AV_max^c * m = 275KM

A=0,0528; c=0,22; m=1487kg; Vmax=300km/h;

2.2. Dobór silnika.

Na podstawie wyliczonej mocy dobieram silnik Lycoming 0-360-A4M.

1. Geometria skrzydła.

3.1. Rodzaj skrzydła: Skrzydło proste.

3.2. Wydłużenie i obrys skrzydła

Z tabeli odczytałem że wartość wydłużenia dla mojego samolotu wynosi λ=7,6

Wybieramy skrzydło prostokątne ze względu, że interesuje nas prosta konstrukcja. Jest to samolot turystyczny tak więc nie osiąga on dużych prędkości, dlatego według nas takie skrzydło będzie najlepsze.

3.3. Dobieramy profil NACA 2412

Tabela 5.

Profil NACA 2412 Dane wg „NACA report 669”
α
Re1 = 100000
α
Re1 = 100000
α
Re2 = 100000
α
Re2 = 100000

4. Metoda Schrenka

5. Wyznaczenie powierzchni nośnej.

$$\frac{Q}{S} = q*\sqrt{\pi*\lambda*e*\text{Cx}_{0}}$$

$$S = \frac{Q}{q*\sqrt{\pi*\lambda*e*\text{Cx}_{0}}} = \frac{14587}{2604*\sqrt{3,14*7,6*0,8*0,02}} = 11,2\ m^{2}$$

gdzie: Q = m_max * g = 1487 * 9, 81 = 14587N

$q = \frac{\rho*V^{2}}{2} = \frac{0,75*83^{2}}{2} = 2604$

$\rho = \rho_{0}*\left( 1 - \frac{H}{44331} \right)^{4,256} = 1,225*\left( 1 - \frac{5000}{44331} \right)^{4,256} = 0,75\ \ kg/m^{3}$

e- współczynnik Oswalda=0,8

λ- wydłużenie=7,6

C_x0-odczytane z tabel dla samolotów z silnikiem tłokowym =0,02

Znając powierzchnie wyznaczamy wstępnie wymiary skrzydła.

$$\lambda = \frac{l^{2}}{S}$$

$$L = \sqrt{\lambda*S} = \sqrt{7,6*11,2} = 9,2\ m$$

3.6. Prędkość minimalna.

gdzie: C_zmax odczytane z metody Schrenka Czmax=1,375

3.7. Mechanizacja skrzydła.

Dobieramy klapy z przedłużaną cięciwa dla której,

oraz założeniu Smech/S=0,4

$$dC_{\text{zlad}} = \Delta C_{\text{zmax}}*\left( \frac{S_{\text{mech}}}{S} \right)*cos\hat{} = 0,76*0,4*\cos(0) = 0,304$$

$$dC_{\text{zlad}} = \frac{2*m_{\text{lad}}*g}{V_{\text{lad}}^{2}*S_{\text{lad}}*\rho} - C_{\text{zmax}}$$

$$V_{\text{lad}} = \sqrt{\frac{2*m_{\text{lad}}*g}{\left( dC_{\text{zlad}} + C_{\text{zmax}} \right)*S*\rho_{0}}} = \sqrt{\frac{2*1367*9,81}{\left( 0,304 + 1,375 \right)*11,2*1,22}} = 24\frac{m}{s}$$

V_lad = 86 km/h

Wartość prędkości lądowania uzyskujemy zadowalającą i prawdopodobną w tego typu samolotach, co świadczy o dobrych założeniach przy doborze mechanizacji skrzydła

Dobór usterzenia(wyznaczenie pola powierzchni).

3.8. Usterzenie poziome.

zostało przyjęte jako kolejno 55% i 50% długości kadłuba 8,1 m

X_v = 4, 4m X_h = 4, 05m

gdzie: S- powierzchnia skrzydła,

S_h- powierzchnia usterzenia poziomego,

Ca- średnia cięciwa aerodynamiczna,

X_h- odległość między środkami aerodynamicznymi skrzydła i usterzenia poziomego

V_h – współczynnik =0,7

3.9. Usterzenie pionowe.

gdzie: S_v- powierzchnia usterzenia pionowego,

b- rozpiętość skrzydła

X_v- odległość między środkami aerodynamicznymi skrzydła a usterzenia pionowego

V_v- współczynnik =0,08

3.9.1. Charakterystyki aerodynamiczne skrzydła.

Z wykresu profilu odczytuję dane dla profilu:

Tabela 3.1. Dane profilu.

α	Cz	Cx
-15.0	-0.741	0.13220
-13.0	-0.659	0.09664
-11.0	-0.545	0.07696
-9.0	-0.405	0.05933
-7.0	-0.245	0.04622
-5.0	-0.331	0.01929
-3.0	-0.092	0.01833
-1.0	0.142	0.01613
1.0	0.385	0.01638
3.0	0.628	0.01716
5.0	0.868	0.01947
7.0	1.042	0.02725
8.0	1.121	0.03035
10.0	0.966	0.06467
12.0	1.093	0.08041
14.0	1.179	0.10527

• Wyznaczanie współczynnika oporu dla płata o skończonym C_xp:

C_xp = C_x + C_xtech + C_xi

$C_{\text{xi}} = {C_{z}}^{2}\frac{1 + \delta}{\Lambda\pi}\text{\ \ \ \ \ }$

C_xi - Współczynnik oporu indukowanego

δ - Współczynnik korekcyjny uwzględniający m.in. wpływ obrysu płata na wartość współczynnika oporu indukowanego C_xi.

Rys.3.1 Wykres do wyznaczania poprawek dla płatów prostokątnych.

Z wykresu przyjąłem:

δ = 0, 048

τ = 0, 17

Zatem:

C_xtech = 0, 15 • C_{x min}

C_xtech = 0, 15 • 0, 014599 = 0, 00219

dla kąta α = 10

$$C_{\text{xi}} = {(0,966)}^{2}\frac{{(1 + 0,048)}^{2}}{7,6 \bullet \pi} = 0,0425$$

C_xp = 0, 00219 + 0, 0644 + 0, 0425 = 0, 109123

Średni kąt natarcia dla współczynnika siły nośnej płata:

α_p = α_∞ + α_i

$\alpha_{i} = C_{z}\frac{1 + \tau}{\Lambda\pi}$

Przykład: $\alpha_{i} = 0,966\frac{1 + 0,17}{7,6*3,14} = 0,049081$

α_p = (0,174533) + (0,049081) = 12, 81211

Doskonałość:

$D = \frac{\text{Cz}_{\text{rz}}}{\text{Cx}_{\text{rz}}} = \frac{0,966}{0,109123} = 8,85$

Tabela 3.2. Charakterystyki aerodynamiczne skrzydła.

α []	Czrz	αrz []	Cxrz	D
-12	-0,606	-13,7641	0,107789	-5,62209
-11	-0,545	-12,5865	0,091786	-5,93775
-10	-0,478	-11,3915	0,079358	-6,02331
-9	-0,405	-10,179	0,067877	-5,96664
-8	-0,3290	-8,95775	0,057686	-5,70326
-7	-0,2450	-7,71322	0,049777	-4,92197
-6	-0,1550	-6,45122	0,042404	-3,65535
-5	-0,3310	-5,96357	0,02524	-13,1143
-4	-0,2120	-4,61715	0,021097	-10,0487
-3	-0,0920	-3,26782	0,019294	-4,76832
-2	0,0190	-1,94469	0,018118	1,048696
-1	0,1420	-0,58663	0,017707	8,019451
0	0,2630	0,765615	0,020452	12,85943
1	0,3850	2,120767	0,024176	15,92481
2	0,5070	3,475919	0,029405	17,24193
3	0,6280	4,82816	0,03655	17,18197
4	0,7480	6,17749	0,045328	16,50205
5	0,8680	7,52682	0,055586	15,6154
6	0,9850	8,867417	0,068641	14,35001
7	1,0420	10,03335	0,078771	13,22822
8	1,1210	11,26332	0,089775	12,4868
9	1,14	12,31864	0,09705	11,74647
10	0,966	12,81211	0,109123	8,852356
11	1,034	14,01006	0,122772	8,422095
12	1,093	15,18181	0,136968	7,979939

Wykres 3.2. Charakterystyka współczynnika siły nośnej względem kąta natarcia dla skrzydła.

Wykres 3.3. Charakterystyka współczynnika siły oporu względem kąta natarcia dla skrzydła

Wykres 3.4. Doskonałość względem kąta natarcia dla skrzydła.

PROJEKT III

Poniżej przedstawione są tabele z wartościami wyników naszych obliczeń
oraz otrzymane z nich wykresy dla naszego samolotu.

1. Dane wykorzystane w obliczeniach

1. Rzeczywisty współczynnik siły nośnej skrzydła.

Wykres zależności współczynnika siły nośnej od kąta natarcia.

1. Obliczenia stateczności samolotu.

Obliczenia wykonaliśmy dla prędkości $V_{\min} = 21\ \frac{m}{s}$

$M_{s} = \frac{\rho*S*V^{2}*(C_{z}x_{\text{cg}} + \text{Cm}_{\text{SA}}c_{a})}{2}$

$M_{s} = \frac{0,736*11,2*21^{2}*( - 0,967*0,31 - 0,05*1,3)}{2} = 622,0394\ Nm$

$M_{h} = - \frac{\rho*S_{h}*V^{2}*C_{\text{zh}}*\left( \frac{V}{V_{h}} \right)^{2}(x_{h} - x_{\text{cg}})}{2}$

$$M_{h} = - \frac{0,736*2,5*21^{2}*\left( - 1,405 \right)*0,98*(4,25 - 0,31)}{2} = 2199,444\text{\ Nm}$$

M = M_s + M_h = 2821, 484Nm

$C_{m} = \frac{2M}{\rho*S*c_{a}*V^{2}}$

$$C_{m} = \frac{2*2821,484}{0,736*11,2*1,4*21^{2}} = 1,1943$$

Wykres stateczności samolotu w zależności od kąta natarcia.

1. Obliczenia dla mocy niezbędnej i rozporządzalnej oraz P_x indykowane.

Wykres zależności mocy rozporządzalnej od mocy niezbędnej.

Wykres P_x indykowane.