Do projektu wybrałem samolot PZL Koliber 160 A. Jest to samolot lekki, czteromiejscowy w którym za napęd służy silnik produkcji Textron Lycoming o mocy 160 KM. Samolot ma prostokątną konstrukcję skrzydeł.

Do projektu załączam rysunek przedstawiający trzy rzuty samolotu w skali 1:50.

1. Dane odczytane z rysunków:

• Skrzydła:

Rozpiętość:

b=9,74 [m]

Cięciwa przy nasadzie:

l₀=1,3 [m]

Cięciwa na końcówce skrzydła:

l₁₀₀=1,3 [m]

Kąt krawędzi natarcia:

Κ_KN=0˚

Kąt krawędzi spływu:

Κ_KS=0˚

Kąt linii znajdującej się w odległości 25% l₀ (l₁₀₀) od krawędzi natarcia:

Κ_K=0˚

Odległość w [m] linii znajdującej się w 25% l₀ (lub l₁₀₀, bo skrzydła są prostokątne):

0,25l₀=0,325 [m]

Zbieżność:

$$l^{\sim} = \frac{l_{100}}{l_{0}} = \frac{1,3\ \lbrack m\rbrack}{1,3\ \lbrack m\rbrack} = 1$$

Długość cięciwy w wybranym punkcie pomiarowym (skrzydła są prostokątne, więc można zastosować długość obliczoną w jednym punkcie do pozostałych obliczeń):

y = 1, 75 [m]

$$l\left( y \right) = l_{0}\left\lbrack 1 + \left( \tau - 1 \right)\frac{2y}{b} \right\rbrack = 1,3\left\lbrack m \right\rbrack\left\lbrack 1 + \left( 1 - 1 \right)\frac{1,75\left\lbrack m \right\rbrack}{9,74\left\lbrack m \right\rbrack} \right\rbrack = 1,3\left\lbrack m \right\rbrack$$

Względna cięciwa klap:

l_KL=0,4[m]

$$l_{\text{KL}}^{-} = \frac{l_{\text{KL}}}{l(y)} = \frac{0,4\lbrack m\rbrack}{1,3\lbrack m\rbrack} = 0,308$$

Rozpiętość klap:

b_KL=4,4[m]

Względna cięciwa lotek:

l_L=0,3[m]

$$l_{L}^{-} = \frac{l_{L}}{l\left( y \right)} = \frac{0,3\left\lbrack m \right\rbrack}{1,3\left\lbrack m \right\rbrack} = 0,2308$$

Rozpiętość lotek:

b_L=3[m]

Powierzchnia skrzydeł:

S=b*l(y)=9,74[m]*1,3[m]=12,662 [m²]

Średnia cięciwa geometryczna:

$$l_{G} = \frac{S}{b} = \frac{12,662\left\lbrack m^{2} \right\rbrack}{9,74\left\lbrack m \right\rbrack} = 1,3\left\lbrack m \right\rbrack$$

Wydłużenie geometryczne płata:

$$\Lambda = \frac{b^{2}}{S} = \frac{\left( 9,74\left\lbrack m \right\rbrack \right)^{2}}{12,662\left\lbrack m^{2} \right\rbrack} = 7,5$$

Grubość profilu:

g=0,2[m]

$$g^{-} = \frac{g}{l_{G}} = \frac{0,2\left\lbrack m \right\rbrack}{1,3\left\lbrack m \right\rbrack} = 0,154$$

• Usterzenie poziome:

Rozpiętość:

b_H=3,6[m]

Cięciwa usterzenia przy nasadzie:

l_H0=0,95[m]

Cięciwa usterzenia na końcówce:

l_H100=0,95[m]

Powierzchnia usterzenia poziomego:

S_H=3,42[m²]

Średnia cięciwa geometryczna usterzenia poziomego:

$$l_{\text{HG}} = \frac{S_{H}}{b_{H}} = \frac{3,42\lbrack m^{2}\rbrack}{3,6\lbrack m\rbrack} = 0,95\lbrack m\rbrack$$

Odległość w [m] linii znajdującej się w 25% l_H0 (l_H100) od krawędzi natarcia usterzenia poziomego:

0,25l_H0=0,2375 [m]

Odległość między linią 0,25l₀, a linią 0,25l_H0:

L_H=4[m]

Względna grubość usterzenia poziomego:

g_H=0,075[m]

$$g_{H}^{-} = \frac{g_{H}}{g} = \frac{0,075\lbrack m\rbrack}{0,2\lbrack m\rbrack} = 0,375$$

Współczynnik objętościowy usterzenia poziomego:

$$\chi_{H} = \frac{S_{H}*L_{H}}{S*l_{G}} = \frac{3\left\lbrack m^{2} \right\rbrack*3,8\left\lbrack m \right\rbrack}{12,662\left\lbrack m^{2} \right\rbrack*1,3\left\lbrack m \right\rbrack} = 0,69$$

• Usterzenie pionowe samolotu:

Cięciwa usterzenia przy nasadzie:

l_V0=1,25[m]

Cięciwa usterzenia na końcówce:

l_V100=0,9[m]

Średnia cięciwa geometryczna:

l_VGśr=1[m]

Odległość środka aerodynamicznego usterzenia poziomego od linii 0,25l₁₀₀:

L_V=4[m]

Wysokość usterzenia pionowego:

b_V=1,5[m]

Powierzchnia:

S_V=1,5[m²]

Współczynnik objętościowy usterzenia pionowego:

$$\chi_{V} = \frac{S_{V}*L_{V}}{S*l_{G}} = \frac{1,5\left\lbrack m^{2} \right\rbrack*4\left\lbrack m \right\rbrack}{12,662\left\lbrack m^{2} \right\rbrack*1,3\left\lbrack m \right\rbrack} = 0,36$$

• Kadłub (powierzchnie boczne są sumami pól figur zaznaczonych na rysunku):

Powierzchnia boczna:

S_KB=5,44[m²]

Powierzchnia czołowa:

S_KCZ=1,27[m²]

Szerokość kadłuba:

b_K=1,15[m]

Wysokość kadłuba:

h_K=1,25[m]

Długość kadłuba:

l_K=6,75[m]

Średnica koła o powierzchni odpowiadającej powierzchni czołowej kadłuba:

$$D_{K} = \sqrt{\frac{4S_{\text{KCZ}}}{\pi}} = \sqrt{\frac{4*1,27\left\lbrack m^{2} \right\rbrack}{3,14}} = 1,272\left\lbrack m \right\rbrack$$

Wydłużenie kadłuba:

$$\Lambda_{K} = \frac{l_{K}}{D_{K}} = \frac{6,75\left\lbrack m \right\rbrack}{1,272\left\lbrack m \right\rbrack} = 5,31$$

Powierzchnia omywana przez strugi powietrza:

$$S_{\text{OM}} = 2,85*l_{K}*\sqrt{S_{\text{KCZ}}} = 2,85*6,75\left\lbrack m \right\rbrack*\sqrt{1,27\left\lbrack m^{2} \right\rbrack} = 21,68\left\lbrack m^{2} \right\rbrack$$

• Owiewka:

Powierzchnia boczna:

S_OWB=1,138[m²]

Powierzchnia czołowa:

S_OWCZ=0,43[m²]

• Podwozie:

Wysokość goleni przedniej:

h_GP=0,4[m]

Średnica goleni przedniej:

d_GP=0,1[m]

Średnica koła przedniego:

d_KP=0,25[m]

Szerokość koła przedniego:

b_KP=0,1[m]

Powierzchnia koła przedniego:

S_KP=0,025[m²]

Wysokość goleni głównej:

h_GG=0,5[m]

Średnica goleni głównej:

d_GG=0,1[m]

Średnica koła głównego:

d_KG=0,35[m]

Szerokość koła głównego:

b_KG=0,15[m]

Powierzchnia koła głównego:

S_KG=0,0525[m²]

• Śmigło:

Średnica śmigła:

D_ŚM=1,88[m]

1. Dane samolotu, pochodzące z innych źródeł:

• Dane masowe:

Masa pustego samolotu:

m=607[kg]

Maksymalna masa paliwa:

m_p=116[kg]

Maksymalna masa startowa:

m_TOmax=950[kg]

Maksymalna masa lądowania:

m_LAN=950[kg]

Maksymalna masa ładunku:

m_LOAD=340[kg]

• Zespół napędowy:

Silnik produkcji Textron Lycoming o oznaczeniu kodowym 0-320-D2A, który jest czterocylindrowym silnikiem rzędowym charakteryzującym się następującymi parametrami:

Moc nominalna: 160[KM}

Obroty maksymalne: 2700[r.p.m]

Maksymalna temperatura cylindra: 260[˚C]

Minimalne ciśnienie oleju: 1,725[atm]

Maksymalne ciśnienie oleju: 6,9[atm]

Lepkość oleju: w zależności od zakresu temperatur użytkowania, SAE 20 do 60

Pojemność oleju: 7,2[l]

Śmigło produkcji SENSENICH typ 74DM6-0-58 o następujących parametrach:

Średnica: 1,88[m]

Ilość łopatek: 2

Obroty na biegu jałowym: 600[r.p.m]

Obroty maksymalne: 2700[r.p.m]

• Konstrukcja:

Kadłub: Konstrukcja półskorupowa, całkowicie metalowa, nitowana ze zgrzewanych segmentów.

Płat: Profil NACA 64A416 (mod), wznios 7,125˚. Konstrukcja dwuczęściowa, jednodźwigarowa, całkowicie metalowa, nitowana ze zgrzewanych podzespołów. Szczelinowe lotki i klapy Fowlera. Na całej rozpiętości automatyczne sprzężone sloty.

• Osiągi:

Prędkość maksymalna: 220[km/h]

Prędkość przeciągnięcia: 89[km/h]

Maksymalne wznoszenie: 210[m/min]

Pułap: 3500[m]

Rozbieg: 277[m]

Dobieg: 137[m]

Zasięg: 960[km]

1. Literatura:

• Jane’s All The World’s Aircraft 2004-2005

• http://rgl.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_library/rgMakeModel.nsf/0/f505b1cc70a3cb5d862572a300738985/$FILE/A69eu.pdf

• http://www.aerofiles.com/airfoils.html

• Glass “Polskie konstrukcje lotnicze”

• NACA Report no.824

• Instrukcja użytkownika dla PZL 110 Koliber