Wydział Budowy Maszyn i Lotnictwa POLITECHNIKA RZESZOWSKA	Młynarski Paweł Grupa LP3 II MTD
				Rok akad. 2010/2011 Semestr: letni
Środki transportu lotniczego		Ćwiczenie nr 3
Temat: Obliczenia zasięgu samolotu transportowego

1. Użyte wzory:

T - temperatura powietrza [K],

a - prędkość dźwięku[ m/s],

g= 9,81

g - przyśpieszenie ziemskie[m/
],

- masa startowa,

bj=

bj - jednostkowe zużycie paliwa,

- jednostkowe zużycie paliwa w warunkach nominalnych,

Cx - współczynnik oporu,

Px - siła oporu,

Li - odległość jaką przeleciał samolot w i-tym punkcie,

- wydłużenie płata,

- wydłużenie efektywne,

M - liczba Maha,

- siła ciągu zespołu napędowego,

- poprawka na prędkość liczby Maha,

*

- poprawka na wysokość,

- poprawka na otwartość przepustnicy,

- współczynnik uwzględniający wpływ liczby Maha,

- współczynnik uwzględniający wpływ wysokości lotu,

- współczynnik uwzględniający względna prędkość wału silnika.

2. Wybrany samolot wraz z jego parametrami:

Samolotem którego parametry wybrałem do obliczeń jest Concorde.

Parametry:

• Napęd: 4 x turboodrzutowe Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 Mk 610 z dopalaczem,

• Ciąg pojedynczego silnika(
  ) : 140kN, 169kN z dopalaczem,

• Prędkosc minimalna (
  : 300 km/h - 83 m/s,

• Prędkosc przelotowa (
  ): 2150 km/h - 597 m/s,

• Predkosc maksymalna (
  : 2270 km/h - 630 m/s,

• Pułap (
  : 18300 m,

• Powierzchnia skrzydeł (S): 358,25
  ,

• Rozpiętosc skrzydeł (b): 25,6 m,

• Dwuprzepływowosc, bypass ratio (
  ): 0:1

• Masa samolotu własna (
  ): 78700 kg,

• Masa paliwa (
  ): 96 271 kg,

• Liczba miejsc: 92-120,

• Liczba załogi: 3 os.,

• Zasięg: 7250 km,

• Maksymalna masa startowa (
  ): 18500 kg.

3. Tabela

Przyjęte parametry lotnicze do obliczeń:

S(powierzchnia skrzydeł)=	358,25	m^2
b(rozpiętoś skrzydeł)=	25,6	m
g(przyśp. Ziemskie)=	9,81	m/s^2
H(wysokośc)=	8000	m
V(prędkoś przelotowa)=	245	m/s
mTo(masa starowa)=	176445	kg
mpal=	96271	kg
mpal na przelot=	57762,6	kg
Cxo=	0,02
Lambda(wydłużenie płata)=	1,829337055
LambdaE(wydłużenie efektywne)=	1,463469644
ro(gęstośc powietrza))=	0,524812809
Tpow=	236,15	K
a(pręd.dźwięku)=	307,3434561
M(liczba Maha)=	0,797153787
n(ilośc części przelotu)=	6
mi(stopień dwuprzepływowości,bypass ratio)=	0
Pso(ciąg statyczny jednego silnika)=	140000	N
Eta M(poprawka na pręd. Liczba Maha)=	0,982695603
Eta H(poprawka na wysokośc)=	0,379773649
bjo(jednostkowe zuzycie paliwa w warunkach nominalnych)=	0,0000354
Ksi M(wspólcz. uwzględniający wpływ liczby Maha)=	1,502774103
Ksi H(współcz. Uwzględniający wpływ wys. Lotu) =	0,512186462

i	m sam sred	Cz	Cx	Px	n	Eta n	Ps
1	157190,8	0,273277159	0,036251494	204559,0563	0,994488355	0,978783961	204559,0563
2	147563,7	0,256540387	0,034321817	193670,3205	0,980566641	0,926683017	193670,3205
3	137936,6	0,239803615	0,032514056	183469,5282	0,966987006	0,877873778	183469,5283
4	128309,5	0,223066843	0,03082821	173956,6796	0,953808404	0,832356245	173956,6796
5	118682,4	0,206330072	0,02926428	165131,7745	0,941095521	0,790130417	165131,7745
6	109055,3	0,1895933	0,027822266	156994,8129	0,928918666	0,751196294	156994,8129

Ps-Px		Ksi n	bj	Cj	ti	Li	L
-9,6561E-06		1,000002556	2,72475E-05	5,573717	1727,2317	423171,8	423171,8
5,0684E-06		1,00006355	2,72491E-05	5,277348	1824,2307	446936,5	870108,3
3,87614E-06		1,00024545	2,72541E-05	5,000295	1925,3066	471700,1	1341808
2,62473E-06		1,000578033	2,72631E-05	4,742607	2029,9173	497329,7	1839138
1,4902E-06		1,001074473	2,72767E-05	4,504246	2137,3389	523648	2362786
6,3554E-07		1,001734978	2,72947E-05	4,285122	2246,6338	550425,3	2913211
i
1
2
3
4
5
6

zasieg=

2913,211437

km

4. Wykresy

5. Wnioski

Concorde jest samolotem naddźwiękowym który latał na wysokościach sięgających 18000m oraz prędkościach przekraczających 1 Mah czyli prędkość dźwięku. W swoich obliczeniach użyłem parametrów Concorde-a w których ten samolot zazwyczaj nie latał, ponieważ był on przystosowany do prędkości oraz wysokości nad poziomem morza znacznie przekraczających moje założone.

Mogę stwierdzic ze przelot na wysokości 8 tysięcy metrów, oraz z prędkością 245 m/s byłby przelotem w pewnym sensie korzystnym ponieważ zasięg Concorde-a z takimi parametrami sięga aż 3 tysięcy metrów, a przy normalnych parametrach w których lata Concorde zasięg sięga 7 tysięcy metrów.

Wykres zależności otwarcia przepustnicy do sekundowego zużycia paliwa pozwala stwierdzic, że przy większym otwarciu przepustnicy zużycie paliwa wzrasta. Porównując trzy ostatnie wykresy które ukazują zależność siły oporu, sekundowego zużycia paliwa i średniej masy samolotu do odległości bieżącej jaką przeleciał samolot. Mogę stwierdzic, że ukazują one stopniowy spadek w stosunku do przelecianej drogi, co jest spowodowane tym, że podczas lotu samolot spala paliwo co za tym zmniejsza się jego masa średnia, a następnie opór powietrza a co najważniejsze spalanie paliwa, które jest istotnym aspektem przy takim rodzaju przewozu potencjalnych klientów.

---