Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
Projekt 2  studium wykonalności
Niniejszy projekt składa się z dwóch części:
1) Wyznaczenia obciÄ…\
enia powierzchni i obciÄ…\
enia ciągu (mocy) przyszłego samolotu
2) Oszacowania kosztów realizacji projektu
1. Wyznaczenie obciÄ…\
enia powierzchni i obciÄ…\
enia ciÄ…gu (mocy)
Wyznaczenia obciÄ…\
enia powierzchni (W/S) i obciÄ…\
enia ciągu (W/T) przyszłego samolotu
najwygodniej jest dokonać przy pomocy wykresu przedstawiającego zale\
ność odwrotności
obciÄ…\
enia ciÄ…gu od obciÄ…\
enia mocy dla zadanych wymagań technicznych (rys.1).
B
A
Rys.1 Przykład zale\
ności odwrotności obcią\
enia ciÄ…gu od obciÄ…\
enia powierzchni.
Linie zaznaczone na tym wykresie reprezentują równania opisujące zakładane wymagania
techniczne. Ograniczony przez nie obszar biały oznacza kombinacje obcią\
enia powierzchni i
ciągu, które pozwolą na spełnienie zało\
onych wymagań.
SporzÄ…dzanie w.w. wykresu nale\
y rozpocząć od arbitralnego zało\
enia szeregu obciÄ…\
eń
powierzchni nośnej (W/S). Następnie nale\
y obliczyć i wykreślić krzywe T/W=f(W/S)
wynikające z kolejnych wymagań technicznych. Na koniec podjąć decyzję, które punkty z
obszaru mo\
liwych rozwiązań są najbardziej korzystne dla projektowanego samolotu. W
połączeniu cię\
arem startowym wyznaczonym w projekcie 1 pozwoli to ustalić powierzchnię
nośną oraz ciąg (moc) zespołu napędowego, a w konsekwencji równie\
jego typ i producenta.
W wielu przypadkach okazuje siÄ™, \
e wymagania są konfliktowe. Np. często optymalne
obciÄ…\
enie powierzchni do warunków przelotowych bywa większe od obcią\
enia powierzchni
umo\
liwiającego lądowanie na istniejących lotniskach lub pozwalającego na spełnienie
1/10
Cezary Galiński - Materiały pomocnicze: Studium wykonalności
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
przepisów dotyczących prędkości minimalnej. W tych przypadkach projektant musi wybrać
które z wymagań są wa\
niejsze. W przypadku konfliktu z przepisami wa\
niejsze sÄ…
oczywiście przepisy, gdy\
niespełnienie ich uniemo\
liwia wykonywanie legalnych lotów.
Rezygnacja z jakiegoś wymagania w postaci dokładnej nie jest jednak całkowitą rezygnacją z
tego wymagania. Nale\
y bowiem rozwa\
yć w jaki sposób mo\
na zbli\
yć się do spełnienia
nierealnego wymagania uwzględniając obszar dostępnych kombinacji T/W i W/S. Dla
przykładu na rys.1 rozwiązaniem byłby punkt A, gdyby zale\
ało nam na jak najmniejszum
ciągu zespołu napędowego. Gdyby natomiast wymaganiem było uzyskanie jak największego
zasięgu, to rozwiązaniem byłby punkt B.
W przypadku samolotów śmigłowych bardziej u\
yteczne jest obciÄ…\
enie mocy, w zwiÄ…zku z
tym nale\
y sporządzić wykres N/W w funkcji W/S wiedząc \
e
·N
·
·
·
T = (1)
=
=
=
V
Gdzie:
N  moc zespołu napędowego
· - sprawność Å›migÅ‚a (dla Å›migieÅ‚ o staÅ‚ej prÄ™dkoÅ›ci obrotowej mo\
na przyjmować 0,8)
1.1 Start
Niezale\
nie od typu samolotu zawsze istnieje ograniczenie długości jego startu. Wstępnie
długość startu mo\
na oszacować na podstawie anglosaskiego empirycznego wzoru:
sTO = 20,9(TOP) + 87 (TOP)(T / W) (2)
= +
= +
= +
Gdzie:
W 1 W 1
ëÅ‚ öÅ‚ ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚ ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚ ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚ ëÅ‚ öÅ‚
TOP = (3)
=
= ìÅ‚ ÷Å‚ ìÅ‚ ÷Å‚
= ìÅ‚ ÷Å‚ ìÅ‚ ÷Å‚
ìÅ‚ ÷Å‚ ìÅ‚ ÷Å‚
ìÅ‚ ÷Å‚ ìÅ‚ ÷Å‚
S T Ã
Ã
Ã
íÅ‚ Å‚Å‚TO CZ max íÅ‚ Å‚Å‚TO Ã
íÅ‚ Å‚Å‚ íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚ íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚ íÅ‚ Å‚Å‚
W  ciÄ™\
ar
S  powierzchnia nośna
T  ciÄ…g
Czmax  maksymalny współczynnik siły nośnej samolotu
à - stosunek gęstości powierza na wysokości lotniska do gęstości powietrza na poziomie
morza (w niniejszym projekcie mo\
na przyjąć 1)
STO  długość startu na 15m
Po wprowadzeniu jednostek SI oraz po przekształceniach otrzymujemy warunek wynikający
z wymaganej długości startu:
W 1 1
ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚
0,133 Å"
Å"
Å" ìÅ‚ ÷Å‚
Å" ìÅ‚ ÷Å‚
ìÅ‚ ÷Å‚
ìÅ‚ ÷Å‚
S Ã
Ã
T Ã N
îÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚TO CZ max à îÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚ îÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚ îÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚
e" (4)
e"
e"
e"
ïÅ‚N śł
ïÅ‚ śł
ïÅ‚ śł
ïÅ‚ śł
W
ðÅ‚ ûÅ‚
ðÅ‚ ûÅ‚
ðÅ‚ ûÅ‚
ðÅ‚ ûÅ‚
W 1 1
ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚
sTO - 3,834 Å"
- Å"
- Å" ìÅ‚ ÷Å‚
- Å" ìÅ‚ ÷Å‚
ìÅ‚ ÷Å‚
ìÅ‚ ÷Å‚
S Ã
Ã
Ã
íÅ‚ Å‚Å‚TO CZ max Ã
íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚
Długość startu nale\
y przyjąć zale\
nie od typu samolotu i długości pasów startowych z
których ma startować.
2/10
Cezary Galiński - Materiały pomocnicze: Studium wykonalności
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
Maksymalny współczynnik siły nośnej skrzydła bez mechanizacji mo\
na oszacować na
podstawie rys. 2
(a) (b)
Rys.2 Zale\
ność (a) maksymalnego współczynnika siły nośnej od grubości profilu oraz (b)
grubości profilu od projektowej liczby Macha. (Corke)
Rys.3 Maksymalne współczynniki siły nośnej dla profilu wyposa\
onych w ró\
ne rodzaje
mechanizacji. (Abbot i Denhoff )
3/10
Cezary Galiński - Materiały pomocnicze: Studium wykonalności
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
Wpływ mechanizacji płata mo\
na oszacować na podstawie rys. 3. Pamiętać przy tym nale\
y,
\
e do startu zazwyczaj stosuje siÄ™ mniejsze wychylenia mechanizacji ni\
do lÄ…dowania. Ma to
na celu obni\
enie oporu aerodynamicznego samolotu podczas rozbiegu. W przybli\
eniu
mo\
na zało\
yć, \
e konfiguracje po lewej stronie rysunku dotyczÄ… startu, a po prawej
lÄ…dowania.
Ponadto przyrost współczynnika siły nośnej dotyczy tylko tej części płata na której
mechanizacja jest zamontowana. Przyrost Czmax dla profilu nale\
y więc zmniejszyć
proporcjonalnie do stosunku tej części powierzchni płata na której mechanizacja występuje do
całej powierzchni płata.
1.2 LÄ…dowanie
Podobnie jak w przypadku startu dla ka\
dego typu samolotu zawsze istnieje ograniczenie
długości lądowania. Wstępnie długość lądowania mo\
na oszacować na podstawie
anglosaskiego empirycznego wzoru:
sL = 118(LP) + 400 (5)
= +
= +
= +
W 1
ëÅ‚ öÅ‚
LP = (6)
ìÅ‚ ÷Å‚
S ÃCL max
íÅ‚ Å‚Å‚
Jak widać nie występuje w nim obcią\
enie ciÄ…gu. Wynika to z faktu, \
e lÄ…dowanie zazwyczaj
odbywa się na  biegu jałowym , więc maksymalna moc silnika nie ma \
adnego wpływu na
jego długość. Oznacza to, \
e na rysunku 1 ograniczenie wynikające z długości lądowania
pojawi siÄ™ w postaci prostej pionowej. Tzn. dla ka\
dej wartości T/W, W/S będzie miało stałą
wartość. Po przekształceniach i w układzie SI warunek na drogę lądowania będzie miał
postać:
ÃCZ (sL -122)
N
W îÅ‚ Å‚Å‚
îÅ‚ Å‚Å‚
îÅ‚ Å‚Å‚
îÅ‚ Å‚Å‚
max
d" (7)
ïÅ‚m2 śł
ïÅ‚ śł
ïÅ‚ śł
ïÅ‚ śł
S 0.75
ðÅ‚ ûÅ‚
ðÅ‚ ûÅ‚
ðÅ‚ ûÅ‚
ðÅ‚ ûÅ‚
Wartości sL, CZmax i à mo\
na przyjąć tak jak poprzednio.
UWAGA: Obliczone w ten sposób obcią\
enie powierzchni dotyczy lÄ…dowania i nie mo\
e być
wprost porównane z obcią\
eniem powierzchni podczas startu, gdy\
w czasie pomiędzy
startem a lÄ…dowaniem ciÄ™\
ar samolotu zmniejszył się o cię\
ar zu\
ytego paliwa. śeby więc
obliczyć (W/S)S podczas startu pozwalające na osiągnięcie (W/S)L ze wzoru (7) podczas
lÄ…dowania nale\
y zastosować następującą procedurę:
1) Ze wzoru (7) obliczyć (W/S)L
2) ZnajÄ…c ciÄ™\
ar samolotu w trakcie lądowania (z projektu 1) obliczyć powierzchnię
nośną ze wzoru:
WL
S = (8)
=
=
=
W
ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚
ìÅ‚ ÷Å‚
ìÅ‚ ÷Å‚
ìÅ‚ ÷Å‚
ìÅ‚ ÷Å‚
S
íÅ‚ Å‚Å‚L
íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚
4/10
Cezary Galiński - Materiały pomocnicze: Studium wykonalności
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
3) Obliczyć startowe (W/S)S dzieląc cię\
ar startowy (z projektu 1) przez obliczonÄ… ze
wzoru (8) powierzchniÄ™
Wyznaczone w ten sposób obcią\
enie powierzchni mo\
na ju\
umieścić na wykresie (rys.1).
Wymaganie dotyczące długości startu będzie spełnione jeśli samolot będzie miał obcią\
enie
powierzchni mniejsze ni\
obliczone.
1.3 Wznoszenie
Bezpośrednio po fazie startu następuje zazwyczaj wznoszenie. Często jest ono bardzo
wa\
nym ograniczeniem ze względu na organizację ruchu lotniczego, czy te\
bezpieczeństwo.
W związku z tym przepisy specyfikują minimalne wartości wznoszenia dla pewnych
konfiguracji samolotów. Wznoszenie mo\
e te\
być wymaganiem wynikającym z
przeznaczenia danego samolotu. Mo\
na je opisać następującym równaniem:
2
W 1 T W
ëÅ‚ öÅ‚ ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚ ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚ ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚ ëÅ‚ öÅ‚
qCD0 + - ìÅ‚ - G = 0 (9)
+ - ìÅ‚ - ÷Å‚
=
+ ìÅ‚ ÷Å‚ - ìÅ‚ - ÷Å‚ =
+ ìÅ‚ ÷Å‚ - ìÅ‚ - ÷Å‚ =
ìÅ‚ ÷Å‚ ÷Å‚
ìÅ‚ ÷Å‚
S qĄAe W S
Ä„
Ä„
Ä„
íÅ‚ Å‚Å‚ íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚ íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚ íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚ íÅ‚ Å‚Å‚
Gdzie :
G = sinł
dH/dt  wznoszenie samolotu
A  wydłu\
enie płata (z projektu 1)
e ~ 0,8  współczynnik Oswalda
q = ÁV2/2  ciÅ›nienie dynamiczne
Mo\
na przyjąć, \
e największe
wznoszenie osiąga się dla prędkości około Vmin+0,25(Vmax-Vmin), Vmax mo\
na zaczerpnąć z
analizy trendów (projekt 1) a Vmin i dH/dt z analizy trendów o ile przepisy nie stanowią
inaczej (np. JAR 22.49b, JAR 22.65, JAR 23.49c, JAR 23.65, JAR 25.121, JAR VLA 49b,
JAR VLA 65)
UWAGA: Niektóre przepisy wymagają sprawdzenia wznoszenia innego ni\
maksymalne.
Rozwiązanie ze względu na W/S powy\
szego równania ma postać:
2
T T Cx0
ëÅ‚ öÅ‚ ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚ ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚ ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚ ëÅ‚ öÅ‚
Ä…
Ä…
Ä…
ìÅ‚ - G Ä… - G - 4
ìÅ‚ - ÷Å‚ ìÅ‚ - ÷Å‚ -
ìÅ‚ - ÷Å‚ ìÅ‚ - ÷Å‚ -
ìÅ‚ - ÷Å‚ ìÅ‚ - ÷Å‚ -
÷Å‚ ìÅ‚ ÷Å‚
W W Ä„Ae
Ä„
Ä„
Ä„
W
íÅ‚ Å‚Å‚ íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚ íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚ íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚ íÅ‚ Å‚Å‚
= (10)
=
=
=
2
S
qĄAe
Ä„
Ä„
Ä„
Jak widać równanie to ma sens fizyczny tylko wtedy gdy spełniony jest warunek:
T Cx0
e" G + 2 (11)
e" +
e" +
e" +
W Ä„Ae
Ä„
Ä„
Ä„
Warunek ten mo\
na zaznaczyć na wykresie (rys.1) w postaci prostej poziomej. Nie
gwarantuje on jednak jeszcze uzyskania zakładanego wznoszenia dla ka\
dego obciÄ…\
enia
powierzchni nośnej. Z równania (9) mo\
na bowiem wyprowadzić równie\
następujący
warunek:
5/10
Cezary Galiński - Materiały pomocnicze: Studium wykonalności
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚
T ëÅ‚ S W 1 öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚ ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚ ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚ ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚
ìÅ‚ + ÷Å‚
ìÅ‚ ÷Å‚ +
e" ìÅ‚ + ÷Å‚ + G (12)
e" ìÅ‚qCX ëÅ‚ öÅ‚ + ÷Å‚
e" ìÅ‚ ÷Å‚ ìÅ‚ ÷Å‚ +
e" ìÅ‚ ÷Å‚ ìÅ‚ ÷Å‚ +
+
ìÅ‚ ÷Å‚ ìÅ‚ ÷Å‚
ìÅ‚ ÷Å‚ ìÅ‚ ÷Å‚
ìÅ‚ ÷Å‚
ìÅ‚ ÷Å‚
ìÅ‚ 0 ÷Å‚
ìÅ‚ ÷Å‚
W W S qĄAe
Ä„
Ä„
Ä„
íÅ‚ Å‚Å‚ íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚ íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚ íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚ íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚
W celu uzyskania wznoszenia co najmniej równego zakładanemu trzeba zastosować zespół
napędowy o ciągu większym lub równym ni\
opisane nierównościami (11) i (12).
1.4 Prędkość minimalna
Bardzo wa\
nym wymaganiem bywa prędkość minimalna samolotu, zwłaszcza jeśli ma on
mieć stosunkowo niewielkie wznoszenie. Warunek dotyczący prędkości minimalnej mo\
na
wyprowadzić bezpośrednio ze wzoru na siłę nośną. Będzie on miał postać:
W
d" q Å" CZ (13)
d" Å"
d" Å"
d" Å"
S
Podobnie jak poprzednio q oznacza ciśnienie dynamiczne, przy czym prędkość do jego
obliczenia nale\
y zaczerpnąć z analizy trendów, o ile przepisy nie stanowią inaczej (np. JAR
22.49b, JAR 23.49c, JAR VLA 49b). Z kolei, ze względów bezpieczeństwa CZ powinno
spełniać warunek 1,1 CZ = CZmax
1.5 Warunki przelotowe i inne wymagania
Oprócz warunków wynikających z dostępnych lotnisk, przepisów i bezpieczeństwa samolot
definiują równie\
warunki wynikające z przeznaczenia. Mogą one dotyczyć np. warunków
przelotowych, prędkości maksymalnej, maksymalnej prędkości kątowej w zakręcie zwykłym
lub prawidłowym itp. Na wykresie (rys.1) nale\
y więc umieścić równie\
krzywe wynikajÄ…ce z
tych wymagań. Niektóre z wzorów przydatnych do wykreślenia tych krzywych mo\
na
znalez
ć w pliku &
Dla przykładu bardzo częstym wymaganiem jest tu uzyskanie jak największego zasięgu. Dla
samolotów śmigłowych maksymalny zasięg uzyskuje się gdy:
W
= q Ä„ Å" AÅ" Å" (14)
= Ä„Å" Å"eÅ"
= Ä„ Å" Å" Å"CD0
= Ä„Å" Å" Å"
S
Dla samolotów odrzutowych gdy:
Ä„
W CD0Ä„Ae
Ä„
Ä„
= q (15)
=
=
=
S 3
W obu tych wypadkach, do obliczenia ciśnienia dynamicznego mo\
na przyjmować prędkość
wynikającą z analizy trendów, gdy\
prędkość przelotowa jest równie często stawiana jako
wymaganie.
UWAGA: W obu przypadkach uzyskane obciÄ…\
enie powierzchni nie jest porównywalne z
obciÄ…\
eniem powierzchni w warunkach startowych. W zwiÄ…zku z tym nale\
y zastosować taką
samą procedurę jak w przypadku lądowania, z tą ró\
nicÄ…, \
e (W/S)Przel obliczone ze wzorów
(13) lub (14) odnosić się będzie do cię\
aru w połowie przelotu, a więc WPrzel = WS  0,5WPal
6/10
Cezary Galiński - Materiały pomocnicze: Studium wykonalności
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
2. Analiza kosztów
Oszacować minimalną cenę jednego z NP wyprodukowanych seryjnie samolotów, zakładając
\
e sprzeda\
Nam d" NP samolotów musi pozwolić na pokrycie kosztów prac badawczo
rozwojowych. Wartości NP i Nam ustalić z prowadzącym (zazwyczaj Nam ~ 250 szt.).
Obliczenia rozpocząć od oszacowania robocizny stawek płacowych i kosztów
poszczególnych faz rozwoju i produkcji.
BiorÄ…c pod uwagÄ™ istnienie inflacji, koszty nale\
y obliczyć dla roku 1970 oraz 1986, a
następnie ekstrapolować do roku 2012, zakładając liniowy spadek wartości pieniądza.
W przypadku, gdy do oszacowania kosztów wykorzystujemy robociznę ekstrapolować nale\
y
najpierw ilość roboczogodzin niezbędną do zbudowania samolotu (ze względu na postęp
techniczny) oraz stawki godzinowe (ze względu na inflację itp.), a następnie pomno\
yć liczbę
roboczogodzin przez odpowiednie stawki. W tym przypadku otrzymanych kosztów
ekstrapolować ju\
nie trzeba.
UWAGA: wzory zaczerpnięto z literatury amerykańskiej [Corke  Design of Aircraft ] w
zwiÄ…zku z tym stosujemy jednostki anglosaskie
W [lb] - ciÄ™\
ar
V [knot] - prędkość
T [lb]  ciÄ…g
Åš [º Rankine a]  temperatura przed turbinÄ….
N  liczba samolotów
R  liczba samolotów produkowanych w ciągu miesiąca.
Wynik uzyskamy w dolarach USA.
UWAGA: Liczba samolotów N oraz tempo produkcji R zwykle są ró\
ne dla fazy rozwoju i
produkcji. Zazwyczaj buduje się kilka prototypów w ciągu kilku lat, a w fazie produkcji
kilkaset samolotów po kilka-kilkanaście w ciągu miesiąca. W związku z tym poszczególne
koszta nale\
y obliczyć osobno dla fazy rozwoju i produkcji.
5.1 Rozwój konstrukcji
C3 4
2
HE = C1WsC VmaxNC [godzin] (16)
=
=
=
7/10
Cezary Galiński - Materiały pomocnicze: Studium wykonalności
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
5.2 Wsparcie prac badawczo rozwojowych określono na (zaniedbywane w fazie
produkcji):
C3 4
2
CD = C1WsC VmaxNC [USD] (17)
=
=
=
5.3 Cena silnika i awioniki
[USD]
(18)
[USD]
5.4 Robocizna
C3 4
2
HML = C1WsC VmaxNC [godzin] (19)
=
=
=
8/10
Cezary Galiński - Materiały pomocnicze: Studium wykonalności
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
5.5 Materiały
C3 4
2
CMM = C1WsC VmaxNC [USD] (20)
=
=
=
5.6 Narzędzia
C3 4 5
2
HT = C1WsC VmaxNC RC [godzin] (21)
=
=
=
5.7 Kontrola jakości
HQC = 0,13HML [godzin] (22)
=
=
=
5.8 Próby w locie (zaniedbywane w fazie produkcji)
C3 4
2
CFT = C1WsC VmaxNC [USD] (23)
=
=
=
9/10
Cezary Galiński - Materiały pomocnicze: Studium wykonalności
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
5.9 Stawki godzinowe
5.10 Cena samolotu
CenÄ™ samolotu mo\
na obliczyć ze wzoru:
cena
P
UWAGA: W powy\
szym wzorze Cp oznacza zysk jaki zamierzamy osiągnąć. Minimalną
opłacalną cenę uzyskamy zakładając Cp=0.
10/10
Cezary Galiński - Materiały pomocnicze: Studium wykonalności