Konstrukcja samolotu

Krzywa obciążeń manewrowych samolotu.

Krzywa obciążeń od podmuchu samolotu.

Łukasz Krawczyk

III MDLiK Silniki

113442

KRZYWA OBCIĄŻEŃ MANEWROWYCH:

1. Założenia do projektu:

Do projektu wybrałem samolot PZL-160 Koliber o następujących parametrach:

• maksymalna masa startowa: m_TO=950 kg;

• powierzchnia skrzydeł: S=12,68 m²;

• maksymalny współczynnik siły nośnej: C_Zmax=1,75;

• minimalny współczynnik siły nośnej: C_Zmin=1,225;

• prędkość maksymalna: V_max=220 km/h=61 m/s.

Pozostałe dane wykorzystane w projekcie:

• przyśpieszenie ziemskie: g=9,81 m/s²;

• gęstość powietrza dla wysokości H=0 m: ρ=1,225 kg/m³.

1. Obliczenia:

1. Prędkość przeciągnięcia dla lotu normalnego i odwróconego:

$$V_{s1} = \sqrt{\frac{2mg}{\text{ρS}C_{\text{Zmax}}}} = \sqrt{\frac{2*950*9,81}{1,225*12,68*1,75} =}26,18\ \frac{m}{s} \cong 26,5\ \frac{m}{s}$$

$$V_{s1}^{'} = \sqrt{\frac{2mg}{\text{ρS}C_{\text{Zmin}}}} = \sqrt{\frac{2*950*9,81}{1,225*12,68*1,225}} = 31,29\ \frac{m}{s} \cong 31,5\ \frac{m}{s}$$

1. Współczynnik obciążenia dla prędkości przeciągnięcia w locie normalnym i odwróconym:

$$n_{z}|_{V_{s1}} = \left( \frac{V_{s1}}{V_{s1}} \right)^{2} = \left( \frac{26,5}{26,5} \right)^{2} = 1$$

$$n_{z}|_{V_{s1}^{'}} = {- \left( \frac{V_{s1}^{'}}{V_{s1}^{'}} \right)}^{2} = {- \left( \frac{31,5}{31,5} \right)}^{2} = - 1$$

1. Współczynnik obciążenia w locie normalnym dla projektowej prędkości manewrowej:

$$n_{A} = 2,1 + \frac{10900}{m_{\text{TO}} + 4540} = 2,1 + \frac{10900}{950 + 4540} = 4,09$$

Współczynnik n_A obciążenia dla samolotów typu normal powinien wynosić:

n_A ≤ 3, 8

Dlatego przyjmuje w dalszych obliczeniach, że współczynnik ten wynosi:

n_A = 3, 8

1. Projektowa prędkość manewrowa:

$$V_{A} = V_{s1}\sqrt{n_{A}} = 26,5*\sqrt{3,8} = 51,65\ \frac{m}{s} \cong 52\ \frac{m}{s}$$

1. Współczynnik obciążenia w locie odwróconym dla prędkości V_G:

n_G = −0, 4n_A = −0, 4 * 3, 8 = −1, 52

1. Prędkość V_G:

$$V_{G} = V_{s1}^{'}\sqrt{\left| n_{G} \right|} = 31,5*\sqrt{1,52} = 38,83\ \frac{m}{s} \cong 39\ \frac{m}{s}$$

1. Współczynniki obciążenia dla projektowej prędkości przelotowej oraz nurkowania:

n_C = n_D = n_A = 3, 8

n_F = n_E = n_G = 1, 52

1. Jednostkowe obciążenie powierzchni skrzydła:

$$\frac{m_{\text{TO}}}{S} = \frac{950}{12,68} = 74,9\ \frac{\text{kg}}{m^{2}}$$

Dla tej wartości jednostkowego obciążenia powierzchni skrzydła oraz tego, że Koliber należy do klasy normal współczynnik k_c przyjmuje wartość:

k_C = 7, 7

1. Projektowa prędkość przelotowa:

V_C ≥ V_Cmin

$$V_{c}^{'} = k_{C}\sqrt{\frac{m_{\text{TO}}}{S}} = 7,7*\sqrt{74,9} = 66,64\ \frac{m}{s}$$

$$V_{C}^{''} = 0,9V_{\text{Hmax}} = 0,9*61 = 54,9\ \frac{m}{s}$$

$$V_{\text{Cmin}} = \min\left( V_{C}^{'};V_{C}^{''} \right) = 54,9\ \frac{m}{s}$$

$$V_{C} = 55\ \frac{m}{s}$$

1. Projektowa prędkość nurkowania:

$$V_{D} = 1,4V_{C} = 1,4*55 = 77\ \frac{m}{s}$$

1. Wnioski:

Na podstawie obwiedni obciążeń samolotu jesteśmy w stanie stwierdzić jakie maksymalne przeciążenia w kierunku osi „z” jest w stanie wytrzymać konstrukcja samolotu przy określonych prędkościach lotu. Część ograniczeń wynika z wytrzymałości konstrukcji a część z przepisów prawa lotniczego.

Prędkość V_s1 oznacza wyliczoną prędkość przeciągnięcia, a więc najmniejszą prędkość z jaką samolot może się poruszać ( Analogicznie V_s1’ dla lotu odwróconego). Prędkość V_A oznacza prędkość, do której nawet gwałtowne wychylenie drążka sterowego nie jest w stanie wytworzyć siły na płatowcu zdolnej do zniszczenia konstrukcji.

Pilot w czasie lotu na danej konstrukcji powinien pamiętać że należy zawsze sterować maszyną tak, aby nie przekraczać dopuszczalnych obciążeń konstrukcji. Należy pamiętać także o fakcie, że wraz z wiekiem maszyny jej wytrzymałość maleje i z biegiem lat może być mniejsza od podanej przez producenta.

KRZYWA OBCIĄŻEŃ OD PODMUCHU:

1. Założenie dla projektu:

• Rozpiętość skrzydeł: b=9,74 m;

• Cięciwa skrzydła: c=1,3 m;

• Wydłużenie geometryczne: λ=7,5.

Na samolot działa podmuch symetryczny.

1. Obliczenia:

1. Współczynnik a:

$$a = \frac{1}{\frac{1}{2\pi} + \frac{1}{\text{πλ}}} = \frac{1}{\frac{1}{2*3,14} + \frac{1}{3,14*7,5}} = 4,96$$

1. Współczynnik μ:

$$\mu = \frac{2m_{\text{TO}}}{\text{ρcaS}}$$

1. Współczynnik złagodzenia podmuchu:

$$\eta_{W} = \frac{0,88\mu}{5,3 + \mu}$$

1. Współczynnik obciążenia dla podmuchu o wartości W_max=15,25 m/s przy prędkości V_C:

$$n_{ZC^{'}} = 1 + \frac{\frac{1}{2}\rho V_{C}SW_{\max}\eta_{W}a}{m_{\text{TO}}g}$$

$$n_{ZF^{'}} = 1 - \frac{\frac{1}{2}\rho V_{C}SW_{\max}\eta_{W}a}{m_{\text{TO}}g}$$

1. Współczynnik obciążenia dla podmuchu o wartości W_max=7,65 m/s przy prędkości V_D:

$$n_{ZD^{'}} = 1 + \frac{\frac{1}{2}\rho V_{D}SW_{\max}\eta_{W}a}{m_{\text{TO}}g}$$

$$n_{ZE^{'}} = 1 - \frac{\frac{1}{2}\rho V_{D}SW_{\max}\eta_{W}a}{m_{\text{TO}}g}$$

Obliczenia zostały wykonane dla dwóch wysokości: 0 m i 3500 m oraz dwóch mas samolotu: m_TO=950 kg, oraz m=590 kg (samolot + 1 pilot o masie 80 kg + paliwo o masie 10 kg):

	ρ|H=0m=1,225 kg/m3	ρ|H=3500m=0,863 kg/m3
	m=590 kg	mTO=950 kg
μ	11,8	19,0
ηw	0,61	0,69
nZC'	4,4	3,4
nZF'	-2,4	-1,4
nZD'	3,4	2,7
nZE'	-1,4	-0,7

1. Wnioski:

Wraz ze wzrostem masy samolotu współczynniki obciążenia maleją. Spowodowane jest, to faktem iż cięższy samolot jest mniej podatny na podmuchy. Natomiast, gdy samolot zwiększa pułap współczynniki obciążenia maleją., lecz nadal zachowują relacją: mniejsza masa-większa wartość współczynnika obciążenia. Spadek tych wartość spowodowany jest spadkiem gęstości powietrza, a co za tym idzie masy powietrza oddziałującej na samolot.

Krzywa obciążeń dla podmuchu dla wysokości H=0 m i masy 590 kg znacznie wykracza po za obszar krzywej od obciążeń manewrowych, co oznacza, że konstruktorzy Kolibra przy konstruowaniu jego konstrukcji musieli skoncentrować się na obciążeniach pochodzących od podmuchu, spychając obciążenia od manewrów na drugi plan.