Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
Projekt 2  przykład
I Wstępna analiza masowo rysunkowa.
Z wstępnej analizy rysunkowej wynikało, \
e podstawowe masy samolotu mo\
na rozmieścić
według następującej tabeli:
Na tej podstawie stworzono wstępny szkic sylwetki samolotu.
30°
ºv=0,063
5°
ºh=0,552
ŚĆ
13°
14°
Rys. 1 Wstępny szkic sylwetki samolotu
Jako wzorca gabarytów i masy silnika przyjęto wymiary i masy silnika Gnome-Rhone 14Kfs,
pomimo i\
miał on moc mniejszą ni\
zakładana 750 kW. Zakładano jednak, \
e jego ciągły
rozwój pozwoli na jej wzrost z aktualnej 693 kW bez drastycznego zwiększania rozmiarów i
masy. Ponadto brano równie\
pod uwagÄ™ mo\
liwość pojawienia się silników innych firm o
odpowiednich parametrach.
Na wstępnym szkicu narysowano nieco większe stateczniki ni\
to wynikało ze średnich z
analizy trendów zakładając, \
e nie wszystkie analizowane konstrukcje latały prawidłowo.
Pozwoliło to ponadto zabezpieczyć się na wypadek trudności z utrzymaniem środka cię\
kości
w odpowiednich granicach
1/11
Cezary Galiński - Materiały pomocnicze: Projekt wstępny i analiza masowa - przykład
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
II. Szczegółowa analiza masowa
Następnie obliczono masy poszczególnych elementów samolotu:
1. Masa skrzydeł
Sw = 17,9 m² = 192,674 ft²
Wfw = 20 kg = 44,092 lb
› = -2,6°
q = 4941,762 Pa = 103,211 lb/ft²
 = 0,535
Wdg = 2450 kg = 5401,3 lb
Nz = 1,5x11=16,5
A = 6,539
t/c = 0,14
0,6 -0,3
-
-
-
ëÅ‚ 6,539 öÅ‚ ëÅ‚ 100 Å" 0,14 öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚ ëÅ‚ Å" öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚ ëÅ‚ Å" öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚ ëÅ‚ Å" öÅ‚
0,49
Wwing = 1,6 Å" 0,036 Å" Å" Å" ìÅ‚ ÷Å‚ Å" Å" ìÅ‚ ÷Å‚
= Å" Å"192,6740,758 Å" 44,0920,0035 Å" ìÅ‚ Å" Å" ìÅ‚
= Å" Å" Å" Å" ìÅ‚ ÷Å‚ Å" Å" ìÅ‚ ÷Å‚
= Å" Å" Å" Å" ìÅ‚
(- °)Å‚Å‚ Å"103,2110,006 Å" 0,5350,04 Å" ìÅ‚ cos(- 2,6°)÷Å‚ Å" ( Å" )
cos2(- 2,6°)÷Å‚ Å" (- °)÷Å‚ Å" ( Å" )
(- °)÷Å‚ Å" (- °)Å‚Å‚ Å"(5401,3 Å"16,5)
(- °)Å‚Å‚ Å" (- °)Å‚Å‚ Å"( Å" )
íÅ‚ Å‚Å‚ íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ íÅ‚
íÅ‚ Å‚Å‚ íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ íÅ‚
Wwing = 1176,664lb = 533,726kg
= =
= =
= =
2. Masa usterzenia poziomego
Wdg = 2450 kg = 5401,3 lb
Nz = 1,5x11=16,5
q = 4941,762 Pa = 103,211 lb/ft²
Sht = 3 m² = 32,292 ft
t/c =0,1
› = 14,036º
 = 0,6
-0,12 0,043
-
-
-
ëÅ‚ 100 Å" t / c öÅ‚ ëÅ‚ 3 öÅ‚
ëÅ‚ Å" öÅ‚ ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ Å" öÅ‚ ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ Å" öÅ‚ ëÅ‚ öÅ‚
0,414
-
-
-
Wht = 1,6 Å" 0,016 Å"(5401,3 Å" ) Å" Å" ìÅ‚ ÷Å‚ Å" ìÅ‚ ÷Å‚ Å" 0,6-0,02
= Å" Å" ( Å"16,5) Å"103,2110,168 Å" 32,2920,896ìÅ‚ ÷Å‚ Å" ìÅ‚ ÷Å‚ Å"
= Å" Å"( Å" ) Å" Å" ìÅ‚ ÷Å‚ Å" ìÅ‚ ÷Å‚ Å"
= Å" Å" ( Å" ) Å" Å" ìÅ‚ ÷Å‚ Å" ìÅ‚ ÷Å‚ Å"
cos14,036° cos2 14,036°
° °
° °
° °
íÅ‚ Å‚Å‚ íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚ íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚ íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚ íÅ‚ Å‚Å‚
Wht = 113,672lb = 51,561kg
= =
= =
= =
2/11
Cezary Galiński - Materiały pomocnicze: Projekt wstępny i analiza masowa - przykład
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
3. Masa usterzenia pionowego
Ht/Hv = 0
Wdg = 2450 kg = 5401,3 lb
Nz = 1,5x11=16,5
q = 4941,762 Pa = 103,211 lb/ft²
Svt = 1,575 m = 16,953
Avt = 1,244
 = 0,5
› = 12,583º
t/c = 10
-0,49 0,357
-
-
-
ëÅ‚ 100 Å" 0,1 öÅ‚ ëÅ‚ 1,244 öÅ‚
ëÅ‚ Å" öÅ‚ ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ Å" öÅ‚ ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ Å" öÅ‚ ëÅ‚ öÅ‚
0,376
Wvt = 1,6 Å" 0,073 Å" ( Å" ) Å"103,2110,122 Å"1,5750,873 Å" ìÅ‚ ÷Å‚ Å" ìÅ‚ ÷Å‚ Å" 0,50,039
= Å" Å"(5401,3 Å"16,5) Å" Å" Å" ìÅ‚ ÷Å‚ Å" ìÅ‚ ÷Å‚ Å"
= Å" Å" ( Å" ) Å" Å" Å" ìÅ‚ ÷Å‚ Å" ìÅ‚ ÷Å‚ Å"
= Å" Å"( Å" ) Å" Å" Å" ìÅ‚ ÷Å‚ Å" ìÅ‚ ÷Å‚ Å"
cos12,583° cos2 12,583°
° °
° °
° °
íÅ‚ Å‚Å‚ íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚ íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚ íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚ íÅ‚ Å‚Å‚
Wvt = 60,52b = 27,451kg
= =
= =
= =
4. Masa kadłuba
Sf = 16,336+1,327=18 = 193,75 ft
Wdg = 2450 kg = 5401,3 lb
Nz = 1,5x11=16,5
Lt = 4,706 m = 15,44
q = 4941,762 Pa = 103,211 lb/ft²
L = 7,5 m = 24,606 ft
D = 1,85 m = 6,07 ft
Wpress = 0 ft
0,177 -
-0,072
-
-
-
-
-
WF = 1,8 Å" 0,052 Å" Å" ( Å" ) Å" Å" ( ) Å"103,2110,241 =
= Å" Å"193,751,086 Å" ( Å"16,5) Å"15,44-0,051 Å" ( / 6,07) Å" =
= Å" Å" Å"(5401,3 Å" ) Å" Å"(24,606 ) Å" =
= Å" Å" Å"( Å" ) Å" Å"( ) Å" =
= 515,57lb = 233,859kg
= =
= =
= =
5. Masa goleni podwozia głównego
3/11
Cezary Galiński - Materiały pomocnicze: Projekt wstępny i analiza masowa - przykład
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
Nl = 5
Wl = 2098 kg = 4625,293 lb
Lm = 1,5 m = 4,921 ft
0,768 0,409
Wm lg = 0,095 Å" ( Å" ) Å" ( ) = =
= Å"(4625,293 Å" 5) Å" ( ) = =
= Å" ( Å" ) Å"(4,921/12) = 148,26lb = 67,25kg
= Å"( Å" ) Å"( ) = =
6. Masa Å‚o\
a silnika
Nen = 1
T = 4391 lb
Nz = 1,5x11=16,5
Wem = 0,013 Å" 43910,579 Å" = 27,572lb = 12,506kg
= Å" Å"16,5 = =
= Å" Å" = =
= Å" Å" = =
7. Masa ściany ogniowej
Sfw=1,35 m² = 14,531
Wfw = 1,13 Å" = =
= Å"14,531 = 16,42lb = 7,448kg
= Å" = =
= Å" = =
8. Instalacja olejowa
Nen = 1
Woil = 37,82lb = 17,155kg
= =
= =
= =
9. Sterowanie silnikiem
4/11
Cezary Galiński - Materiały pomocnicze: Projekt wstępny i analiza masowa - przykład
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
Nen = 1
Lec = 1,5 m = 4,921 ft
Wec = 10,5 Å" 4,9210,222 = 14,956lb = 6,784kg
= Å" = =
= Å" = =
= Å" = =
10. Rozrusznik
Te = 4391 lb
Ws = 0,025 Å" 43910,76 = 14,665lb = 6,652kg
= Å" = =
= Å" = =
= Å" = =
11. Instalacja paliwowa
Vt = 408/750 = 0,544 m² = 143,71 gal
Vi = 0
Nt = 4
Nen = 1
Wfs = 2,49 Å" Å" = =
= Å"143,710,726 Å" 40,242 = 128,302lb = 58,197kg
= Å" Å" = =
= Å" Å" = =
12. Układ sterowania powierzchniami aerodynamicznymi
Wdg = 2450 kg = 5401,3 lb
Nz = 1,5x11=16,5
Bw = 10,82 m = 35,499 ft
L = 7,5m = 24,606 ft
0,8
Wfc = 0,053 Å" 24,6061,536 Å" 35,4990,371 Å" ( Å"16,5 Å" 0,0001) = 157,047 = 71,235kg
= Å" Å" Å"(5401,3 Å" Å" ) = =
= Å" Å" Å" ( Å" Å" ) = =
= Å" Å" Å"( Å" Å" ) = =
5/11
Cezary Galiński - Materiały pomocnicze: Projekt wstępny i analiza masowa - przykład
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
13. Masa przyrządów pokładowych
Nen = 1
Nt = 4
Nci = 1
Wi = 8 + 36,37 Å" 40,237 + 26,4 Å" 21,356 = 126,094lb = 57,195kg
= + Å" + Å" = =
= + Å" + Å" = =
= + Å" + Å" = =
14. Masa instalacji hydraulicznej
Kvsh = 1
Nu = 2
Whydr = 37,23 Å" 20,664 = 58,99lb = 26,757kg
= Å" = =
= Å" = =
= Å" = =
15. Masa instalacji elektrycznej
Wfs = 128,302 lb
Wav = 126,049 lb
0,51
Nel = 12,57 Å" ( + ) = =
= Å"(128,302 + 126,049) = 211,888lb = 96,111kg
= Å" ( + ) = =
= Å"( + ) = =
16. Masa instalacji tlenowej i odladzajÄ…cej
Wdg = 2450 kg = 5401,3 lb
Wav = 126,049 lb
Np = 1
M = 0,7
Waa = 0,265 Å" 5401,30,52 Å" Å" = =
= Å" Å"126,0490,17 Å" 0,70,08 = 51,15 = 23,201kg
= Å" Å" Å" = =
= Å" Å" Å" = =
6/11
Cezary Galiński - Materiały pomocnicze: Projekt wstępny i analiza masowa - przykład
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
17. Masa kółka ogonowego
Wdg = 2450 kg = 5401,3 lb
Wtg = 0,00032 Å" 5401,3 = 1,728lb = 0,784kg
= Å" = =
= Å" = =
= Å" = =
UWAGA HISTORYCZNA: Niniejszy przykładowy projekt opracowywano przy u\
yciu
współczesnych wzorów (przełom XX i XXIw.) w związku z tym ich bezpośrednie zastosowanie
dałoby błędne rezultaty. Samoloty bojowe z lat 30 zarówno pod względem strukturalnym jak i
wyposa\
eniowym odpowiadają raczej współczesnym samolotom lekkim (general aircraft). W
związku z tym do obliczeń mas struktury i wyposa\
enia wykorzystano wzory dotyczÄ…ce
lotnictwa ogólnego. Wyjątek stanowiła grupa silnikowa. W tym wypadku silnik Gnome Rhone
14 Kfs miał bardzo mały stosunek mocy do masy wynoszący zaledwie 1,2 kW/kg, podczas gdy
dziś osiągane są nawet wyniki na poziomie 5-7 kW/kg . W związku z tym wzór opierający się
wyłącznie na masie współczesnego silnika odpowiadałby silnikowi z lat 30-tych o znacznie
większej mocy. W związku z tym zdecydowano się zastosować wzory na masy osprzętu
samolotów bojowych, gdy\
dały one bardziej racjonalne rezultaty.
III Analiza poło\
enia środka cię\
kości
Åšrodki ciÄ™\
kości obliczonych mas rozmieszczono na zmodyfikowanym szkicu, a następnie
zestawiono w tabeli 1. Zdecydowano przy tym na umieszczenie 2 głównych zbiorników
paliwa w kadłubie pod skrzydłem, dzięki czemu samolot przyjął układ średniopłata. Nie
powinno to jednak wpłynąć na opór samolotu, gdy\
podobnie jak w większości
analizowanych uprzednio konstrukcji skrzydło pozbawione było zastrzałów i rozpórek
koniecznych w układzie dwu- i górnopłata. Przyjęcie takiego układu umo\
liwiało
zastosowanie zbiorników wyrzucanych z samolotu w razie po\
aru. Dwa dodatkowe, mniejsze
zbiorniki paliwa zdecydowano umieścić w krawędzi natarcia centralnej części skrzydła. Dla
skrócenia długości goleni podwozia zdecydowano przyjąć wznios skrzydła w kształcie litery
W. Taki układ pozwalał dodatkowo na zmniejszenie oporu interferencyjnego przejścia
skrzydło/kadłub.
Na podstawie tabeli 1 obliczono masy ró\
nych konfiguracji samolotu i poło\
enia ich środków
ciÄ™\
kości dla przypadku gdy pilot jest cię\
ki (110kg), a podwozie wypuszczone. Jak widać
uzyskano maksymalną masę startową większą ni\
zakładana na podstawie analizy trendów.
Uznano jednak, \
e taka masa jest wiarygodna, gdy\
firmy prezentujÄ…ce dane swoich
samolotów często podawały masy samolotów bez uzbrojenia, za którego instalację
odpowiadał odbiorca. Tymczasem uzyskana z analizy masowej masa startowa samolotu bez
uzbrojenia niemal dokładnie odpowiadała tej z analizy trendów. Z tego te\
względu przyjęto,
\
e obliczone masy są wiarygodne. Oznaczało to, \
e jeszcze większą uwagę trzeba będzie
poświęcić opracowaniu skutecznych klap skrzydłowych dla zmniejszenia prędkości podejścia
do lÄ…dowania.
Drugim zaobserwowanym problemem okazało się poło\
enie środka cię\
kości niemal w 50%
średniej cięciwy aerodynamicznej dla maksymalnej masy startowej. Takie poło\
enie uznano
za niedopuszczalne. Przeanalizowano trzy mo\
liwe rozwiÄ…zania:
7/11
Cezary Galiński - Materiały pomocnicze: Projekt wstępny i analiza masowa - przykład
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
Tabela 1 Poło\
enie środka cię\
kości dla pierwszej iteracji sylwetki samolotu
1) Przeniesienie kabiny pilota do przodu, co jednak uniemo\
liwiłoby w przyszłości
instalację mocniejszego uzbrojenia na grzbiecie kadłuba.
2) Zmianę obrysu płata
3) Przemieszczenie całego płata do tyłu.
Ostatnie rozwiÄ…zanie uznano za najbardziej perspektywiczne, gdy\
w porównaniu ze
wstępnym szkicem pozwalało na poprawę dostępów obsługowych do instalacji silnikowych, a
ponadto zachowanie prostej krawędzi natarcia pozwalało na łatwe modyfikowanie obrysu
skrzydła, gdyby w dalszych etapach prac okazało się, \
e problem ze środkiem cię\
kości nadal
występuje. Skrzydło przemieszczono o 0,35m, wraz z masami towarzyszącymi (podwozie,
działka, amunicja, zbiorniki paliwa, część instalacji hydraulicznej i paliwowej. Cecha
objętościowa usterzenia poziomego po tej operacji nadal pozostawała większa od przeciętnej
(ºh=0,517, ºv=0,061), nie zwiÄ™kszano wiÄ™c powierzchni usterzeÅ„.
Nowe rozmieszczenie mas zestawiono w tabeli 2.
8/11
Cezary Galiński - Materiały pomocnicze: Projekt wstępny i analiza masowa - przykład
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
Rys. 2 arkusz wywa\
enia samolotu po modyfikacji
Tabela 2 Poło\
enie środka cię\
kości po przesunięciu skrzydła o 0,35m
9/11
Cezary Galiński - Materiały pomocnicze: Projekt wstępny i analiza masowa - przykład
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
Jak widać tym razem dla maksymalnej masy startowej środek cię\
kości znalazł się w 35%
średniej cięciwy aerodynamicznej, co tymczasowo uznano za odpowiednie. Dalsze
rozwa\
ania na temat poło\
enia środka cię\
kości postanowiono przeprowadzić po
przeprowadzeniu szczegółowych analiz stateczności samolotu.
Oprócz konfiguracji z cię\
kim pilotem i podwoziem wypuszczonym przeanalizowano
równie\
konfiguracje z:
1) ciÄ™\
kim pilotem i podwoziem schowanym
2) lekkim pilotem (60kg) i podwoziem wypuszczonym
3) lekkim pilotem i podwoziem schowanym
Dla wszystkich tych konfiguracji obliczono poło\
enia środków cię\
kości oraz momenty
bezwładności i dewiacyjne wokół osi układu ze środkiem w rzucie ź SCA na płaszczyznę
symetrii samolotu. Wyniki obliczeń zestawiono w tabeli 3
Tabela 3 Åšrodki ciÄ™\
kości, momenty bezwładności i dewiacyjne dla ró\
nych konfiguracji
samolotu.
Jak widać zmiana masy pilota powoduje przesunięcie środka cię\
kości do 33% SCA dla masy
startowej i do 29% SCA dla masy bez paliwa i amunicji. To drugie poło\
enie środka
ciÄ™\
kości jest  najbardziej przednim poło\
eniem środka cię\
kości jakie mo\
e wystąpić w
locie w przypadku w pełni wyposa\
onego samolotu. Przesunięcie środka cię\
kości do przodu
w wyniku demonta\
u działek i karabinów byłoby znikome (0,5%) ze względu na niewielką
odległość ich środków cię\
kości od środka cię\
kości samolotu. A ponadto nie jest to
normalny przypadek eksploatacji tego samolotu. Nawet w trakcie prób w locie prototypu
10/11
Cezary Galiński - Materiały pomocnicze: Projekt wstępny i analiza masowa - przykład
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
planowano zamontować masy zastępcze w miejsce uzbrojenia w celu zachowania masy
całkowitej samolotu. W związku z tym przypadek ten nie był analizowany szczegółowo.
Analiza z podwoziem schowanym była przeprowadzona dla przypadku gdy podwozie chowa
się prostopadle do kadłuba. Oznacza to konieczność zastosowania owiewki na koło przy
kadłubie. Mo\
liwe jednak jest równie\
chowanie podwozia skośnie do tyłu. W tym przypadku
owiewka nie jest potrzebna, ale środek cię\
kości przesuwa się o około 0,5% do tyłu, a
ponadto komplikuje się konstrukcja podwozia, które musi się obracać wokół dwóch osi, \
eby
zmieścić się w skrzydle. Rośnie równie\
masa skrzydła w wyniku konieczności wykonania
wykroju w miejscu, które bez wykroju najlepiej przenosiłoby skręcanie. Podjęcie decyzji co
do kierunku chowania podwozia na tym etapie nie było mo\
liwe, gdy\
zbyt mało wiadomo o
szczegółach konstrukcji samolotu i wpływie ich zmian na masę samolotu. Odło\
ono ją więc
do czasu wykonania pierwszej iteracji projektu konstrukcyjnego.
Ze względu na zastosowany układ podwozia nie ma niebezpieczeństwa przewrócenia się
samolotu pustego, gdy\
rzut środka cię\
kości na powierzchnię podło\
a w konfiguracji
postojowej zawsze znajduje się pomiędzy kołami głównymi a płozą ogonową.
11/11
Cezary Galiński - Materiały pomocnicze: Projekt wstępny i analiza masowa - przykład