Przeznaczenie samolotu

Samolot turystyczny dwumiejscowy o zasięgu wiekszym niż 900km. większość samolotów dwumiejscowy to samoloty lekkie ,bardzo lekkie i ultralekkie. Ze względu na zadany zasięg samolot bedzie musiał zabierać stosunkowo dużo paliwa.

Analiza porównawcza istniejących samolotów o podobym przeznaczeniu

Samoloty turystyczne to w dużej mierze samoloty prywatne.Dane wybranych samolotów przedstawiono w tabeli 1.1.

Samoloty wybrane do analizy porównawczej PZL 102 "Kos",PZL 110 "Koliber", Diamond DA-20 "Katana",Zeinar CH300, Grumman AA-1, Cessna 150, Europa Xs2, Symphony SA-160.

2.1 Przykładowe obliczenia

wydłużenie skrzydła (przkład dla PZL 102 "Kos")

$\lambda = \frac{L^{2}}{S}$ (1.1)

$\lambda = \frac{{8,49}^{2}}{11} = 6,55$

obciążenie powierzchni nośnej
$p = \frac{m}{S}$ (1.2)

$$p = \frac{630}{11} = 57,27\frac{\text{kg}}{m^{2}}$$

obciążenie mocy
$\text{\ \ \ \ }\eta_{m} = \frac{m}{P}$ (1.3)

$$\eta_{m} = \frac{630}{70} = 9\frac{\text{kg}}{\text{kW}}$$

Tabela 2.1 Porównanie wybranych samolotów

2.2 Wnioski z analizy porównawczej

• Wszystkie przeanalizowane samoloty miały klasyczny typ usterzenia.

• Wśród samolotów znajdowały się zarówno dolnopłaty jak i górnopłaty.

• Powierzchnia skrzydla mieści się w przedziale 9-15 m^2.

• Najczęsciej montowanym typem silnika jest Boxer.

• Moc silnika nie przekracza 125kW.

• Prędkość przelotowa mieści sie pomiędzy 150-250 km/h.

• Większość ma podwozie stałe trójpodporowe.

• Obciążęnie mocy nie przekraczało 9 .

Wymagania stawiane przed samolotem

• zasięg L> 900km

• prędkość przelotowa V_max> 250km/h

• prędkość min V_min< 105 km/h

• prędkość wznoszenia W> 3.5 m/s

• długotrwałość lotu t_lot> 4h

• zakres przeciążeń n=+4;-2

• rozbieg s=500m

• prosta konstrukcja

• możliwość lądowania na lotniskach trawiastych

• możliwość obsługi przez pilota-mechanika

3.1 Plan lotu

0-1start 1-2 wznoszenie 2-4 przelot 3-4 lądowanie

Wstępne założenia projektowe

Samolot powinien być ławtwy w pilotażu a więc powinien posiadać wysoką stateczność by ją dodatkowo zwiększyć nasz samolot bedzie górnopłatem.Samolot powinien mieć możliwość lądowania na lotniskach trawiastych jak i utwardzonych.Pilot powinien mieć możliwość samodzielnego przygotowania samolotu do lotu.

• górnopłat

• skrzydło prostokątne η = 1

• profil lotniczy dla skrzydła NACA 2412

• profil lotniczy dla usterzenia NACA 0012

• klasyczny układ usterzenia

• podwozie trójpodporowe stałe z kółkiem przednim

• silnik Lycoming IO-360-L2A (120kW)

Wstępne obliczenia aerodynamiczne

• Z analizy porównawczej średni wsp obciążenia mocy wynosi η_msr= 8.46 dobieramy zatem η_m= 8.5 jako wsp obciążenia mocy. Obliczamy całkowitą mase samolotu ze wzoru (1.3).

$$\eta_{m} = \frac{m}{P}$$

 m = η_m * P (5.1)

m = 8, 5 * 120 = 1020kg

• Na podstawie analizy porównawczej średnie obciążęnie powierzchni nośnej p_śr=66,7 przyjmujemy p=55 .Na podstawie wzoru (1.2) obliczamy powierzchnie nośną.

$$p = \frac{m}{S}$$

$S = \frac{m}{p}$ (5.2)

$$S = \frac{1020}{60} = 17m^{2}$$

• Sprawdzenie wyliczonej powierzchni ze wzoru na prędkość minimalną

  $V_{\min} = \sqrt{\frac{2*p*g}{Cz_{\max}*\rho}}$ (5.3)

  $V_{\min} = \sqrt{\frac{2*60*9,81}{1,22*1,2255}} =$28m/s=101km/h

  V_min jest mniejsza od założonej

• długość startu przyjęto maxymalna długoś startu 500 m dla której paramter TOP=1200m. Przyjmując σ=1

  $\text{Cz}_{\text{start}} = \text{Cz}_{\max}*\left( \frac{1}{1,1} \right)^{2} = 1,008$

  $TOP = \frac{m/S}{\begin{matrix} \frac{S}{\sigma*Cz_{\max}*\frac{N}{m}} \\ \\ \end{matrix}} =$418m (5.4)

  Wsp TOP wyliczonu jest mniejsz od odczytanego

$$G = \frac{w}{V_{t}}$$

$$G = \frac{3}{42} = 0,071$$

teraz siła ciągu

$$T = \frac{75N*\ \eta}{V}$$

$$T = \frac{75*120*\ 0,8}{42} = 171,4$$

to

$$G = \frac{T - P_{x}}{m}$$

stąd

$$\frac{T}{m} = \frac{171,4}{1020} = 0,168kG/kg$$

$$\frac{S_{\text{omyw}}}{S} = 5$$

$$C_{x_{\text{tk}}}*\frac{S_{\text{omyw}}}{S} = 0,0055*4,5 = 0,02475$$

zakladajac że e=0,8 dla prędkosci V_t=150km/h to ciśnienie dynamiczne q

$$q = \frac{1}{2}*\frac{1}{8}*42^{2} = 110\frac{\text{kg}}{m^{2}}$$

$$\frac{m}{S} < \frac{\left( \frac{T}{m} - G \right) + \sqrt{\left\lbrack \left( \frac{T}{m} \right) - G \right\rbrack^{2} - \left( 4C_{x_{0}}*\frac{1}{\text{πλe}} \right)}}{\frac{2}{\text{qπλe}}} = \frac{\left( 0,168 - 0,071 \right) + \sqrt{\left\lbrack 0,168 - 0,071 \right\rbrack^{2} - \left( 4*0,03*\frac{1}{\pi 7*0,8} \right)}}{\frac{2}{110*\pi*7*0,8}} = 612\frac{\text{kg}}{m^{2}}$$

$$\frac{m}{S} < 612\frac{\text{kg}}{m^{2}}$$

warunek jest spełniony ostatecznie przyjmuje ze m/s=60 wtedy wynikajaca powierzchnia nośna S równa się

$$S = \frac{1020}{60} = 17\ m^{2}$$

Obliczanie oporu czołowego

Opór czołowy licze z :

$$P_{x} = \frac{1}{2\rho}*V^{2}*m*C_{x_{\text{tk}}}*\frac{1}{q} + \frac{2m*p}{\text{πλρe}V^{2}} = aV^{2}*\frac{b}{V^{2}}$$

gdzie

$$a = \frac{\frac{1}{2}\rho*m*C_{x_{\text{tk}}}}{p} = \frac{\frac{1}{2}*\frac{1}{8}*1020*0,02475}{60} = 0,0292$$

$$b = \frac{2mp}{\text{πλρe}} = \frac{2*1020*60}{\pi*7*\frac{1}{8}*0,8} = 55658$$

Teraz P_x

$$Px = 0,0292V^{2} + \frac{55658}{V^{2}}$$

Tabele 6.1 Px

Prędkość V	siła oporu Px kG	Pxtr kG	Pinduk kG	D
Vmin=28 m/s	93,9	19,6	74,3	106,6
Vw=33 m/s	82,9	27,2	55,7	120,7
Vprz=70 m/s	154,3	122,4	31,9	64,8
Vmax=82m/s	205,4	168,8	36,6	48,7

Wykres 6.1

Estymacja masy całkowitej samolotu

Przy założeniu:

• m_załogi=200kg

• m_ładunku=40kg

• m_silnika=120kg

• m₀=1020kg

Masa całkowita samolotu

$$m_{0} = {(\ m}_{zalogi} + m_{ladunku}\ )/(\ 1 - \frac{m_{\text{paliwa}}}{m_{0}} - m_{\text{sam.pust.}}/m_{0\ \ })\ $$

$$m_{0} = m_{zalogi} + m_{lad.st.} + m_{\text{lad.zm.}} + m_{\text{pal}} + \left( \frac{m_{\text{sampust}}}{m_{0}} \right)*m_{0}$$

$$\frac{m_{\text{sampust}}}{m_{0}} = 0,48$$

$$\frac{m_{\text{paliwa}}}{m_{0}} = 0,16$$

Estymacja paliwa

masa paliwa

• m_p0-masa paliwa początkowa

• m_p1-masa paliwa po starcie

• m_p2-masa paliwa po wznoszeniu

• m_p3-masa paliwa po przelocie

• m_p4-masa paliwa po lądowaniu

m_p0=160kg

m_p1/ m_p0=0,97=155,2kg

m_p2/ m_p1=0,985=152,8kg

m_p3/ m_p2=0,372=56,8kg

m_p4/ m_p3=0,995=56,5kg

$$\frac{m_{\text{pk}}}{m_{p0}} = \frac{m_{1}}{m_{0}}*\frac{m_{2}}{m_{1}}*\frac{m_{3}}{m_{2}}*\frac{m_{4}}{m_{3}} = 0,354$$

Dane geometryczne- dookreślanie

Skrzydło

powierzchnia skrzydla S=17m²

wydłużenie 𝜆=7,6

zbieżność η=1

rozpiętość $b = \sqrt{\lambda*S} = 11,4m$

cięciwa skrzydła c=$\frac{2S}{b*\left( 1 + \eta \right)}$=1,5m

Kadłub

L = Am₀^B = 7, 82m

odległość między środkami sił aero dynamicznyh kadłuba

L_śraero=0,6*L=4,69m

Usterzenie Poziome

powierzchnia usterzenia

$$S_{h} = x_{H}*c*\frac{S}{L_{H}} = 0,07*1,5*\frac{17}{4,7} = 0,38$$

rozpiętość usterzenia poziomego

$$b_{H} = \sqrt{\eta_{H}*S_{H}} = 0,96m$$

Usterzenie Pionowe

$$S_{v} = 0,04*11,4*\frac{17}{4,7} = 1,65$$

Objętość zbiornika na paliwo

m_pal=160kg

V=225,4dm³

Podwozie

średnica D=Am^B=471mm

szerokość b_k=cm^d=225mm

Średnica śmigła d=60/(π*n)*$\sqrt{{V_{\max}}^{2} - {0,8}^{2}*a} = 2,2$

Wyważanie Samolotu

m_strutury=m-m_paliwa-m_załogi-m_ładunku=1020-160-200=660kg

samolot pusty 660kg

samolot z paliwem 820kg

c_a=1,5m

typ zespołu	masa	mzesp/mstruktury	x
silnik	120	0,182	900	108000
skrzydlo	150	0,227	2220	333000
kadlub	210	0,318	2800	588000
usterzenie	50	0,076	6800	340000
podwozie	30	0,045	2400	72000
osprzet awionika	100	0,152	1500	150000
	660		Σ=	1591000
paliwo	160	-	2600	416000
załoga	200	-	2000	400000
	360		Σ=	816000

Położenie środka ciężkości dla samolotu pustego

$$X_{sr.ciezk1} = \frac{1591000}{660} = 2410mm$$

Położenie środka ciężkości dla samolotu z załogą

$$X_{sr.ciezk1} = \frac{1591000 + 400000}{860} = 2315mm$$

Położenie środka ciężkości dla samolotu z załogą i paliwem

$$X_{sr.ciezk1} = \frac{1591000 + 816000}{1020} = 2359mm$$