Wykonali: Prowadzący:

Grzegorz Hermann dr inż. A. Gronczewski

Krzysztof Moździerski

1. Samolot obserwacyjny HERMOZ-1.

1.1 Podstawowe dane.

Tabela 1.1

HERMOZ-1
Dane geometryczne
1	Rozpiętość płata	25.8	m
2	Długość całkowita	27.6	m
3	Wysokość całkowita	6.5	m
4	Pole powierzchni nośnej	90.91	m^2
5	Wydłużenie skrzydła	7.3	-
6	Zbieżność skrzydła	0.22	-
7	Kąt skosu	33°	-
Dane masowe
1	Masa własna samolotu	21 600	kg
2	Masa startowa maksymalna	40 000	kg
3	Masa paliwa	15 200	kg
4	Masa załogi	400	kg
Dane zespołu napędowego
1	Typ i liczba silników	Rolls-Royce BR715, 2
2	Ciąg jednego silnika	82.3	kN
3	Długość silnika	3.73	m
4	Średnica wentylatora	1.47	m
Osiągi
1	Maksymalna prędkość lotu	860	km/h
2	Minimalna prędkość lotu	200	km/h
3	Prędkość wznoszenia	7.3	m/s
4	Pułap	9 000	m
5	Zasięg	8 000	km
Dane operacyjne
1	Załoga	5	-
2	Typ radaru	ASARS-2

1.2 Przeznaczenie, główne zadania.

- monitorowanie przestrzeni powietrznej, pola walki

- wykrywanie i monitorowanie poruszających się celów naziemnych i powietrznych

- określanie poziomu zagrożenia ze strony wrogich jednostek

- nakierowywanie na cele samolotów szturmowych i bombardujących

1.3 Założenie projektu:

- pułap powyżej 8000km

- masa poniżej 40000kg

- zasięg lotu co najmniej 6000km

- plan lotu:

Rys.1.1

1.4 Samoloty porównawcze.

Tabela 1.2

Nazwa samolotu	Dane techniczne	Wymiary	Masa	Osiągi
Saab S 100B	Jednostka napędowa: 2 TE General Electric CT7-9B Ciąg:	Rozpiętość: 21,44 m Długość: 19,73 m Wysokość: 6,97 m Pow. nośna:	Własna: 8140 kg Użyteczna: Startowa: 13155 kg	Pułap operacyjny: 9,450 m Prędkość maksymalna: 653 km/h Zasięg: 10370 km
Fairchild S88	Jednostka napędowa: 2 TE Garrett TPE331-11U-612G Ciąg:	Rozpiętość: 17,37 m Długość: 18,09 m Wysokość: 6,58 m Pow. nośna: 28,71 m^2	Własna: 4164 kg Użyteczna: Startowa: 6577 kg	Pułap operacyjny: 9380 km Prędkość maksymalna: 515 km/h Zasięg: 2131 km
Raytheon ASTOR	Jednostka napędowa: 2 TE  BMW Rolls-Royce BR710 Ciąg: 65.6 kN każdy	Rozpiętość: 28,65 m Długość: 30,30 m Wysokość: 7,57 m Pow. nośna: 94.9 m²	Własna: 25400 kg Użyteczna: Startowa: 42000 kg	Pułap operacyjny: 15000 m Prędkość maksymalna: 970 km/h Zasięg: 12000 km
Lockheed SR-71 Blackbird	Jednostka napędowa: Pratt & Whitney J58 Ciąg: 145 kN każdy	Rozpiętość: 16,94 m Długość: 32,74 m Wysokość: 5,64 m Pow. nośna: 149,3 m^2	Własna: 27 216 kg Użyteczna: Startowa: 63 504 kg	Pułap operacyjny: 24 000 m Prędkość maksymalna: 4 358 km/h Zasięg: 5 150 km
E-2C HAWKEYE	Jednostka napędowa: 2 TE Allison T-56-A-427 Ciąg:	Rozpiętość: 24,56 m Długość: 17,54 m Wysokość: 5,58 m Pow. nośna: 65 m²	Własna: 16890 kg Użyteczna: Startowa: 23200 kg	Pułap operacyjny: 9400 m Prędkość maksymalna: 600 km/h Zasięg: 2583 km

2. Analiza konstrukcji.

2.1 Obliczenie ciągu T.

Do obliczeń przyjmujemy maksymalną masę samolotu wynoszącą m₀ = 40 000 kg, a także współczynnik obciążenia mocy k_n = 0.25. Korzystamy ze wzoru:

(2.1)

Po przekształceniach otrzymujemy wzór na ciąg całkowity potrzebny nam do napędu samolotu:

(2.2)

Podstawiając nasze dane otrzymujemy, że ciąg całkowity T = 160 kN. Na tej podstawie dobieramy jednostkę napędową: 2 silniki Rolls-Royce BR715, o łącznym ciągu 164.6 kN.

2.2 Obliczenie powierzchni skrzydła.

Do obliczeń przyjmujemy maksymalną masę samolotu wynoszącą m₀ = 40 000 kg, a także obciążenie powierzchni nośnej p = 440 kg/m². Korzystamy ze wzoru:

(2.3)

Po przekształceniach otrzymujemy:

(2.4)

Podstawiając dane otrzymujemy powierzchnię skrzydła S = 90.91 m².

2.3 Obliczenie wydłużenia skrzydła.

Do obliczeń korzystamy ze wzoru:

(2.5)

gdzie:

- powierzchnia skrzydła S = 90.91 m²

- rozpiętość skrzydeł l=25,8 m

Podstawiając dane otrzymujemy wydłużenie skrzydła λ=7,3

2.4 Obliczenie prędkości minimalnej.

Do obliczenia prędkości minimalnej korzystamy ze wzoru:

(2.6)

gdzie:

- obciążenie powierzchni nośnej p = 440 kg/m²

- gęstość powietrza
= 1.225 kg/m³

- maksymalny współczynnik siły nośnej c_zmax = 2.1

Po podstawieniu danych otrzymujemy wynik V_min

2.5 Obliczenie długości startu.

Do obliczenia długości startu korzystamy ze wzoru:

(2.7)

gdzie:

- masa samolotu
=40000

- powierzchnia skrzydła S = 90.91 m²

- ciąg N= 164600 N

- współczynnik siły nośnej podczas startu c_zst = 1,7

Po podstawieniu danych otrzymujemy wynik TOP= 604,38

Korzystając z wykresu w książce odczytujemy, że dla wartości TOP=604 długość startu wynosi około 570m

2.6 Obliczenie warunku przelotu samolotu.

Do obliczenia warunku przelotu korzystamy ze wzoru:

(2.8)

(2.9)

Podstawiając dane:

- stosunek powierzchni omywanej do powierzchni skrzydła
= 3

- siła oporu tarcia i kształtu
=0,043

- wydłużenie skrzydła λ=7,3

- prędkość lotu na wysokości 9000m V_h=89 m/s

- współczynnik q= 1853

Otrzymujemy wynik p≤2850

2.7 Obliczenie warunku wznoszenia samolotu.

(2.10)

- masa samolotu
=40000

- ciąg T= 164600 N

- wydłużenie skrzydła λ=7,3

- siła oporu tarcia i kształtu
=0,043

- współczynnik Oswalda e=0,8

- prędkość po torze V_t= 61 m/s

- stosunek powierzchni omywanej do powierzchni skrzydła
= 3

- siła oporu tarcia i kształtu
=0,043

Podstawiając dane otrzymujemy, że p≤ 11434

3. Szacowanie siły oporu czołowego

Do oszacowania siły oporu czołowego korzystamy ze wzorów:

(3.1)

(3.2)

(3.3)

(3.4)

gdzie:

- siła oporu tarcia i kształtu
=0,043

- gęstość powietrza
= 1.225 kg/m³

- masa samolotu
=40000

- obciążenie powierzchni nośnej p = 440 kg/m²

- wydłużenie λ=7,3

- współczynnik Oswalda e=0,8

Tabela 3.1

V	Pxtk	Pxind	Px	D
55	7243	49826	57069	6,88
65	10116	35674	45790	8,57
75	13468	26795	40263	9,75
85	17299	20861	38160	10,28
95	21609	16701	38309	10,24
105	26397	13671	40068	9,79
115	31665	11397	43062	9,11
125	37411	9646	47058	8,34
135	43636	8270	51907	7,56
145	50341	7169	57509	6,82
155	57523	6274	63797	6,15
165	65185	5536	70722	5,55
175	73326	4922	78248	5,01
185	81946	4404	86349	4,54
195	91044	3964	95008	4,13
205	100621	3587	104208	3,77
215	110677	3261	113938	3,44
225	121212	2977	124190	3,16
235	132226	2729	134955	2,91
245	143719	2511	146230	2,68
255	155691	2318	158008	2,48
260	161856	2230	164086	2,39

Wykres 3.1

Wykres 3.2

4. Szacowanie mas samolotu

4.1 Zakładany plan lotu (rys.1.1)

Do oszacowania mas samolotu dobieramy
=40000 kg

• Nagrzewanie silnika, kołowanie i start (0-1)

(4.1)

Podstawiając dane otrzymamy
= 0,970*
= 38800 kg

• Wznoszenie na wysokość 9000m (1-2)

(4.2)

Otrzymujemy
= 38218 kg

• Przelot na wysokości 9000m (2-3)

gdzie:

- zasięg R= 200 km

- zużycie paliwa C=0,5 l/h

- prędkość V=84 m/s

- doskonałość d=10,22

0,97 (4.3)

Otrzymujemy
= 37077 kg

• Wykonanie zadania (3-4)

- zużycie paliwa C=0,5 l/h

- doskonałość d=10,22

- czas przeznaczony na wykonanie zadania E= 7 godzin

0,711 (4.4)

Otrzymujemy
= 26378 kg

• Powrót na lotnisko (4-5)

(4.5)

Otrzymujemy
= 25591 kg

• Schodzenie do lądowania (5-6)

(4.6)

Otrzymujemy
= 25335 kg

• Lądowanie (6-7)

(4.7)

Otrzymujemy
25208

4.2 Obliczanie stosunku ilości paliwa do masy

(4.8)

Podstawiając dane otrzymujemy
=0,39= 39%

4.3 Obliczanie stosunku masy struktury do masy całkowitej

(4.9)

- współczynnik A wynosi 0,93

- współczynnik C wynosi -0,07

Podstawiając dane otrzymujemy
=0,44

4.3 Obliczanie masy całkowitej

(4.10)

Podstawiając dane:

- masa załogi m_zał=5*800=400kg

- masa ładunku m_ład=6000kg

Otrzymujemy m₀=38769kg

I N Ż Y N I E R I I L O T N I C Z E J

WYDZIAŁ MECHANICZNO-ENERGETYCZNY

W Y D Z I A Ł O W Y Z A K Ł A D

WROCŁAW 2009/2010

P R O J E K T

Samolot obserwacyjny (pułap operacyjny powyżej 8000m)

Projektowanie samolotów

---