Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
Projekt 1  analizy wstępne
Niniejszy projekt składa się z czterech części:
1. analizy trendów
2. wykonania odręcznego szkicu samolotu do oszacowania biegunowej analitycznej
(Rys.1)
3. definicji misji i zało\
enia najwa\
niejszych osiągów samolotu
4. wyznaczenia masy startowej i masy własnej samolotu
1. Analiza trendów
Dla co najmniej dwudziestu samolotów, podobnych do projektowanego, wyznaczyć
zale\
ności najwa\
niejszych parametrów od roku produkcji i ekstrapolować je na 5 lat
naprzód.
Wyznaczyć zale\
ności najwa\
niejszych parametrów osiągowych od wydłu\
enia skrzydła,
obciÄ…\
enia powierzchni i ciÄ…gu (mocy).
Wyznaczyć zale\
ność stosunku masy samolotu pustego do masy startowej od masy
startowej. Mo\
na ją przedstawić w postaci zale\
ności:
We
C
= A Å" W0 Å" (1)
= Å" Å"Kvs
= Å" Å"
= Å" Å"
W0
Gdzie: A i C  współczynniki wynikające z wykresu We/Wo = f(Wo)
ëÅ‚ öÅ‚ ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚ ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚ ëÅ‚ öÅ‚
ëÅ‚ öÅ‚ ëÅ‚ öÅ‚
y1 x1
ìÅ‚ ÷Å‚ ìÅ‚ ÷Å‚
ìÅ‚ ÷Å‚ ìÅ‚ ÷Å‚
ìÅ‚ ÷Å‚ ìÅ‚ ÷Å‚
ìÅ‚ ÷Å‚ ìÅ‚ ÷Å‚
C = logìÅ‚ ÷Å‚ / logìÅ‚ ÷Å‚
=
=
=
ìÅ‚ ÷Å‚ ìÅ‚ ÷Å‚
ìÅ‚ ÷Å‚ ìÅ‚ ÷Å‚
ìÅ‚ ÷Å‚ ìÅ‚ ÷Å‚
y2 x2
íÅ‚ Å‚Å‚ íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚ íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚ íÅ‚ Å‚Å‚
íÅ‚ Å‚Å‚ íÅ‚ Å‚Å‚
y1
A =
=
=
=
C
x1
Kvs  współczynnik stałości skosu:
1.0  dla skosu stałego
1.04  dla skosu zmiennego wzdłu\

rozpiętości
Obliczyć średnie parametry:
" Cecha objętościowa usterzenia poziomego,
" Cecha objętościowa usterzenia pionowego,
" Stosunek masy samolotu pustego do masy startowej
" Część rozpiętości skrzydeł objęta lotkami
" Względna cięciwa lotki
" Względna cięciwa steru wysokości
" Względna cięciwa steru kierunku
" Wznios
1/6
Cezary Galiński - Materiały pomocnicze: Analizy wstępne
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
2. Definicja misji
W porozumieniu z prowadzącym zdefiniować profil misji i najwa\
niejsze osiÄ…gi samolotu
(warunki techniczne)
3. Szkic samolotu i szacunkowa biegunowa analityczna
W porozumieniu z prowadzącym sporządzić odręczny szkic samolotu. Przyjąć biegunową
analitycznÄ… w postaci:
C2
z
Cx = Cx0 + (2)
= +
= +
= +
Ä„ Å" A Å" e
Ä„ Å" Å"
Ä„ Å" Å"
Ä„ Å" Å"
Gdzie:
A  wydłu\
enie płata
e H" 0,8 - współczynnik Oswalda
H"
H"
H"
Na podstawie analizy trendów zało\
yć wydłu\
enie skrzydła. Na podstawie szkicu oraz rys. 1
określić stosunek powierzchni zwil\
anej Swet do powierzchni odniesienia Sw. Na podstawie
rys. 2 oszacować maksymalną doskonałość samolotu Kmax .
Swet/Sw
8
6
4
2
Rys.1 Powierzchnia zwil\
ana ró\
nych układów samolotów (Raymer)
2/6
Cezary Galiński - Materiały pomocnicze: Analizy wstępne
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
Kmax
20
odrzutowe,
prędkości
18
podd\
więkowe
16
Śmigłowe, podwozie
chowane
14
12
Śmigłowe, podwozie
10
stałe
8
6
4
odrzutowe,
prędkości
2
naddz
więkowe
0
A/(Swet/Sw)
Rys. 2 zale\
ność maksymalnej doskonałości od wydłu\
enia i powierzchni zwil\
anej (Raymer)
Przyjąć biegunową analityczną w postaci:
CX0 mo\
na obliczyć ze wzoru:
1 Ä„ Å" A Å" e
Ä„ Å" Å"
Ä„ Å" Å"
Ä„ Å" Å"
Kmax = (3)
=
=
=
2 Cx0
Gdzie:
Kmax  maksymalna doskonałość
Mo\
na oczekiwać, \
e CX0 będzie mieścić się w zakresie:
Typ samolotu CX0
Bojowe 0,014  0,02
Du\
e samoloty transportowe 0,018  0,024
Małe dwusilnikowe 0,022  0,028
Jednosilnikowe z podwoziem chowanym 0,02  0,03
Jednosilnikowe z podwoziem stałym 0,025  0,04
Rolnicze 0,06  0,08
Motoszybowce 0,014  0,02
3/6
Cezary Galiński - Materiały pomocnicze: Analizy wstępne
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
4. Wyznaczenie masy startowej i masy własnej samolotu
Wyznaczyć masę startową i masę pustego samolotu jedną z dwóch metod:
Iteracyjną - dla samolotów zrzucających ładunek w trakcie lotu
Proporcji - dla samolotów nie zrzucających ładunku
Metoda iteracyjna:
1) Zakładamy masę startową
2) Obliczamy masÄ™ samolotu po starcie
3) Obliczamy masÄ™ samolotu po wznoszeniu (UWAGA: masa samolotu na poczÄ…tku
wznoszenia jest równa masie samolotu po starcie)
4) Obliczamy masÄ™ samolotu po dolocie do celu (UWAGA: j.w.)
5) Obliczamy masÄ™ samolotu po wykonaniu zadania (UWAGA1: j.w., UWAGA2:
samolot mo\
e zrzucić część ładunku płatnego)
6) Obliczamy masÄ™ samolotu po powrocie (UWAGA: j.w.)
7) Obliczamy masÄ™ samolotu po oczekiwaniu w kolejce do lÄ…dowania (UWAGA: j.w.)
8) Obliczamy masę samolotu po lądowaniu i kołowaniu (UWAGA: j.w.)
9) Obliczamy masę samolotu pustego (UWAGA: od masy samolotu po lądowaniu odjąć
masÄ™ Å‚adunku, masÄ™ rezerwy paliwa i masÄ™ paliwa niezu\
ywalnego)
10) Wyznaczamy realistyczną masę samolotu pustego (zakładana masa startowa*
stosunek masy samolotu pustego do masy startowej z równania (1))
11) Obliczamy ró\
nicę mas z punktów 9) i 10)
12) Modyfikujemy masÄ™ startowÄ… i wracamy do punktu 1)
Obliczenia prowadzić a\
do uzyskania zgodności mas na poziomie 0,1%. Na podstawie
dwóch iteracji mo\
na wyznaczyć liniową zale\
ność zakładanej masy startowej od ró\
nicy
pomiędzy masami startowymi (zakładaną i otrzymaną), a następnie zmodyfikować masę
startową w taki sposób, aby oczekiwana ró\
nica pomiędzy nimi była równa zero. Pozwoli to
zmniejszyć niezbędną ilość iteracji.
Metoda proporcji:
Obliczyć stosunek cię\
aru przed i po ka\
dej fazie lotu.
Obliczyć iloczyn wyznaczonych powy\
ej proporcji.
Obliczyć stosunek cię\
aru paliwa do ciÄ™\
aru startowego
Wf/W0=1,06*(1- Wn/W0) (4)
Współczynnik 1,06 w powy\
szym wzorze oznacza rezerwÄ™ paliwa i paliwo nieu\
ywalne.
Do równania
Wcr + Wpay
+
+
+
W0 = (5)
=
=
=
Wf We
1 - -
- -
- -
- -
W0 W0
wstawiamy równanie (1) a następnie rozwiązujemy je iteracyjnie.
4/6
Cezary Galiński - Materiały pomocnicze: Analizy wstępne
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
W obu przypadkach mo\
na zakładać następujące spadki cię\
aru w wyniku zu\
ycia paliwa
Start: 0,97 d" (Wn+1 / Wn )f d" 0,975
d" d"
d" d"
d" d"
+
+
+
Wznoszenie i rozpędzanie: spadek masy obliczyć na podstawie rys.3. (UWAGA: je\
eli
prędkość na początku i końcu wznoszenia jest taka sama, to zmiana liczby
Macha wynika ze zmiany prędkości dz
więku pomiędzy pułapem końcowym i
poczÄ…tkowym)
Rys.3 Zale\
ność proporcji miedzy masą przed i po rozpędzaniu od przyrostu liczby Macha
(Corke)
V
Przelot: R = Å" 0,8 Å" Kmax Å" ln(Wn / Wn+1 ) samoloty odrzutowe
= Å" Å" Å"
= Å" Å" Å"
= Å" Å" Å"
+
+
+
C Å" g
Å"
Å"
Å"
·
·
·
·
R = Å" 0,8 Å" Kmax Å" ln(Wn / Wn+1 ) samoloty Å›migÅ‚owe
= Å" Å" Å"
= Å" Å" Å"
= Å" Å" Å"
+
+
+
C Å" g
Å"
Å"
Å"
Gdzie:
·~0,8 - sprawność Å›migÅ‚a
C  jednostkowe zu\
ycie paliwa w kg/h/kN dla s. odrzutowych, kg/h/kW dla s. śmigłowych
(patrz E. Cichosz  Charakterystyka i zastosowania napędów rys 2.7-9, 2.16, 2.20-21, tab 1-7)
5/6
Cezary Galiński - Materiały pomocnicze: Analizy wstępne
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
Wn+1 Cmax Å" Tmax Å" t
Å" Å"
Å" Å"
Å" Å"
+
+
+
= -
Lot z maksymalnym ciÄ…giem = 1 -
= -
= -
Wn Wn
Gdzie
Tmax  maksymalny ciÄ…g (moc)
t  czas pracy silnika na maksymalnym ciÄ…gu (mocy)
1
Patrolowanie t = Å" 0,8 Å" K Å" ln(Wn / Wn+1 ) dla samolotów odrzutowych
= Å" Å" Å"
= Å" Å" Å"
= Å" Å" Å"
max +
+
+
C Å" g
Å"
Å"
Å"
· 1
·
·
·
(oczekiwanie) t = Å") Å" 0,8 Å" K Å" Å" ln(Wn / Wn+1 ) dla samolotów Å›migÅ‚owych
= Å" Å" Å" Å" Å"
= Å" Å" Å" Å" Å"
= Å" Å" Å" Å" Å"
max +
+
+
C Å" g V
Å"
Å"
Å"
LÄ…dowanie 0,97 d" (Wn+1 / Wn )f d" 0,975
d" d"
d" d"
d" d"
+
+
+
6/6
Cezary Galiński - Materiały pomocnicze: Analizy wstępne