PROJEKT I

1. ZBIÓR WYMAGAŃ

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

1. ANALIZA PORÓWNAWCZA

	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

1. Podział ze względu na konstrukcje usterzenia.

• KLASYCZNY

• USTERZENIE PIONOWE

• USTERZENIE POZIOME

Układ taki został wybrany z powodu dużej stateczności oraz odporności na turbulencje, co pozytywnie wpłynie na komfort podróży pasażerów.

1. Układ kadłuba.

Rozmieszczenie foteli pilota oraz pasażerów w układzie 2 x 2. Drzwi umieszczone są
w kadłubie zaraz za skrzydłem, pomiędzy przednimi fotelami pilota, a tylnymi pasażerów.

1. Rodzaj napędu

• TŁOKOWY SILNIK ŚMIGŁOWY

Silnik tłokowy, umieszczony w przedniej części kadłuba samolotu. Wybrany został, ponieważ celem naszego samolotu jest to aby pokonał on odpowiednią ilość kilometrów, a nie wykonywał loty na dużych wysokościach.

5. OSZACOWANIE MASY

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

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

Gdzie: 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

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

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

m₀ = 980 kg

5. Masa paliwa i pustego samolotu

m_pal = 0, 179 • 980 = 120 kg 

m_pus.sam. = 0, 91 • 980^−0, 09 • 980 =  340kg 

Masa własna	340	kg
Masa całkowita	980	kg
Masa paliwa	120	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 = 136KM

A=0,0528

c=0,22

m=980kg

Vmax=300km/h

2.2. Dobór silnika.

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

2. Geometria skrzydła.

2.1. Dobieramy profil NACA 2412.

2.2. Rodzaj skrzydła: Skrzydło proste.

2.3. 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.

4. Metoda Schrenka

4. Wyznaczenie powierzchni nośnej.

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

$$S = \frac{Q}{q*\sqrt{\pi*\lambda*e*\text{Cx}_{0}}} = \frac{9613,8}{3750*\sqrt{3,14*7,6*0,8*0,02}} = 11,2\ m^{2}$$

gdzie: Q = m_max * g = 980 * 9, 81 = 9613, 8N

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

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

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.

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

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

2.6. Prędkość minimalna.

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

2.7. Mechanizacja skrzydła.

Dobieramy klapy z przedłużaną cięciwa dla której,

oraz założeniu Smech/S=0,4

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

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

$$V_{\text{lad}} = \sqrt{\frac{2*m_{\text{lad}}*g}{\left( dC_{\text{zlad}} + C_{\text{zmax}} \right)*S*\rho_{0}}} = \sqrt{\frac{2*860*9,81}{\left( 0,304 + 1,375 \right)*11,2*1,22}} = 24\frac{m}{s}$$

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).

2.8. 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

2.9. 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