sveuýiliâte u zagrebu - titan.fsb.hrtitan.fsb.hr/~pprebeg/osnzrak/exprojekti/nixxa.pdf ·...
TRANSCRIPT
SVEU ILI TE U ZAGREBUFAKULTET STROJARSTVA I BRODOGRADNJE
Seminarski rad iz kolegija
OSNIVANJE ZRAKOPLOVA
Projektni tim: Nixxa 2006 Projekt zadali:
Bundalo Filip Prof. dr. sc. B. Galovi
Bari Nikolina Dr. sc. M. Vrdoljak
Posavec Danijel (*) Dipl.in . P. Prebeg
Vujica Danijel* voditelj tima U Zagrebu, 13. listopada 2005.
ZADATAK:
Izraditi konceptualni projekt zrakoplova za turisti ko razgledavanje, koji bi se jo mogaokoristiti i za podizanje padobranaca. Kao specijalni zahtjev zrakoplov bi trebao imati STOLkarakteristike i pove anu brzinu penjanja.
Zrakoplov bi trebao imati slijede e karakteristike:
Korisni teret (Payload): 9 putnika s osobnom prtljagom (10 kg po putniku),
Trajanje leta (Endurance): 2 sata
Visina leta (Altitude): 12000 stopa
Brzina krstarenja (Cruise speed): 150 knots
Polijetanje i slijetanje
(Take-off and Landing):
900 ft groundrun na razini mora (standardni dan)
Performanse pri slijetanju za WL = 0.90 WTO
Pogon (Powerplants): Nije specificirano
Presurizacija (Pressurization): NE
Certification FAR 23
Profil misije (Mission profile): Misija s kru enjem
SADR AJ:
Sa etak........................................................................................................................................................9
0 Prikupljanje podataka i planiranje projekta....................................................................................10
0.1 Lista simbola............................................................................................................................10
0.2 Uvod .........................................................................................................................................10
0.3 Podaci o zrakoplovima sa sli nim specifikacijama...............................................................10
0.3.1 Antonov An-14 (prikupio Filip Bundalo)......................................................................11
0.3.2 Britten-Norman BN-2 Islander (prikupio Filip Bundalo)............................................11
0.3.3 Cessna 208 Caravan (prikupio Filip Bundalo)..............................................................120.3.4 De Havilland Canada DHC-3 Otter (prikupio Posavec Danijel) ................................12
0.3.5 De Havillland Canada DHC-6 Twin Otter (prikupio Posavec Danijel) .....................13
0.3.6 Dornier Do 28D (prikupio Posavec Danijel).................................................................13
0.3.7 IAI Arava (prikupila Bari Nikolina)..........................................................................14
0.3.8 Pilatus PC-6 Porter (prikupila Bari Nikolina) ..........................................................14
0.3.9 Rockwell Shrike Commander 500S (prikupila Bari Nikolina) ...............................15
0.3.10 SIAI-MarchettiSF.600TP (prikupila Bari Nikolina) ................................................15
0.3.11 Reims F406 Caravan 2 (prikupio Vujica Danijel) ........................................................16
0.3.12 Beech King Air B200 (prikupio Vujica Danijel) ..........................................................16
0.3.13 Beech King Air 350 (prikupio Vujica Danijel).............................................................170.3.14 Vulcanair VA 300 (prikupio Vujica Danijel)................................................................17
0.4 Plan rada na projektu...............................................................................................................18
0.5 Zaklju ci...................................................................................................................................19
0.6 Literatura..................................................................................................................................20
1 Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnosti......................21
1.1 Lista simbola............................................................................................................................21
1.2 Uvod .........................................................................................................................................24
1.3 Odre ivanje masa u pojedinim dijelovima misije .................................................................25
1.3.1 Baza podataka s ukupnim masama pri polijetanju (Takeoff Weights) i masamapraznog zrakoplova (Empty Weights) za odabrane sli ne A/C....................................................25
1.3.2 Odre ivanje koeficijenta regresije za A i B (masa praznog zrakoplova) ...................26
1.3.3 Odre ivanje masa u pojedinim dijelovima misije.........................................................28
1.3.3.1 Odre ivanje potrebne mase goriva za misiju. ...............................................................28
1.3.3.2 Odre ivanje mase korisnog tereta..................................................................................32
1.3.3.3 Odre ivanje mase lanova posade. ................................................................................32
1.3.3.4 Odre ivanje mase praznog zrakoplova EW ..................................................................32
1.3.3.5 Iznos mase u pojedinim dijelovima misije. ...................................................................34
1.4 Analiza senzitivnosti projektirane mase pri polijetanju ........................................................35
1.4.1 Senzitivnost TOW u odnosu na PLW ...............................................................................35
1.4.2 Senzitivnost TOW u odnosu na EW ................................................................................35
1.4.3 Senzitivnost TOW u odnosu na istrajnost E ..................................................................36
1.4.4 Senzitivnost TOW odnosu na specifi nu brzinu kru enja ltrV .....................................36
1.4.5 Senzitivnost TOW u odnosu na specifi nu potro nju goriva pc ...................................36
1.4.6 Senzitivnost TOW u odnosu na odnos uzgona i otpora DL ........................................36
1.5 Izvje taj o radu.........................................................................................................................37
1.6 Zaklju ci...................................................................................................................................37
1.7 Literatura..................................................................................................................................38
2 Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama .....................39
2.1 Lista simbola............................................................................................................................39
2.2 Uvod .........................................................................................................................................452.3 Prora un ograni enja na temelju zadanih performansi .........................................................45
2.3.1 Procjena polare zrakoplova ............................................................................................45
2.3.1.1 Polara za istu konfiguraciju ..........................................................................................48
2.3.1.2 Polara za konfiguraciju pri polijetanju...........................................................................48
2.3.1.3 Polara za konfiguraciju pri slijetanju .............................................................................48
2.3.1.4 Polara za konfiguraciju u prilazu ...................................................................................48
2.3.2 Dimenzioniranje za zadanu duljinu polijetanja.............................................................50
2.3.2.1 Dimenzioniranje za zadanu duljinu polijetanja na razini mora....................................50
2.3.2.2 Dimenzioniranje za zadanu duljinu polijetanja na visini 5000 ft.................................52
2.3.3 Dimenzioniranje za zadanu duljinu slijetanja ...............................................................522.3.4 Dimenzioniranje za ograni enja pri penjanju................................................................54
2.3.4.1 Ograni enja prema FAR 23.67 (b) (1)...........................................................................54
2.3.4.2 Ograni enja prema FAR 23.67 (b) (2)...........................................................................55
2.3.4.3 Ograni enja prema FAR 23.77 (b).................................................................................57
2.3.5 Dimenzioniranje za zadano vrijeme penjanja ...............................................................58
2.3.6 Dimenzioniranje za brzinu krstarenja ............................................................................59
2.4 Matching dijagram sa svim ograni enjima............................................................................60
2.5 Izvje taj o radu.........................................................................................................................64
2.6 Zaklju ci...................................................................................................................................64
2.7 Literatura..................................................................................................................................64
3 Odabir konfiguracije........................................................................................................................65
3.1 Lista simbola............................................................................................................................65
3.2 Uvod .........................................................................................................................................663.3 Diskusija o faktorima koji imaju utjecaj na projektirani zrakoplov.....................................66
3.3.1 Lista faktora za zna ajnim utjecajem.............................................................................66
3.3.2 Diskusija ..........................................................................................................................66
3.4 Komparativna studija zrakoplova sa sli nom misijom i performansama ............................68
3.4.1 Komparativna analiza masa, performansi i geometrije sli nih zrakoplova.................68
3.4.2 Usporedba konfiguracija sli nih zrakoplova.................................................................73
3.4.3 Prikaz projekcije (tlocrt, nacrt, bokocrt) sli nih zrakoplova ........................................73
3.4.4 Diskusija ..........................................................................................................................76
3.5 Odabir pogonskog sustava ......................................................................................................77
3.5.1 Selekcija tipa pogonskog sustava...................................................................................773.5.2 Dimenzioniranje propelera .............................................................................................79
3.6 Odabir konfiguracije ...............................................................................................................80
3.6.1 Generalna konfiguracija zrakoplova..............................................................................80
3.6.2 Konfiguracija krila ..........................................................................................................81
3.6.2.1 Odabir visoko, srednje ili nisko postavljenog krila.......................................................81
3.6.2.2 Odabir konzolnog ili poduprtog krila ............................................................................83
3.6.3 Konfiguracija stabilizacijskih povr ina .........................................................................84
3.6.3.1 Odabir horizontalnog i vertikalnog stabilizatora...........................................................84
3.6.3.2 Sekundarne upravlja ke povr ine ..................................................................................85
3.6.4 Integracija pogonskog sustava........................................................................................883.6.5 Konfiguracija podvozja...................................................................................................90
3.6.6 Predlo ena konfiguracija ................................................................................................92
3.7 Izvje taj o radu.........................................................................................................................94
3.8 Zaklju ci...................................................................................................................................94
3.9 Literatura..................................................................................................................................95
4 Projektiranje trupa............................................................................................................................96
4.1 Lista simbola............................................................................................................................96
4.2 Uvod .........................................................................................................................................96
4.3 Layout pilotske kabine (kokpita)............................................................................................96
4.4 Layout trupa.............................................................................................................................98
4.5 Izvje taj o radu.......................................................................................................................102
4.6 Zaklju ci.................................................................................................................................102
4.7 Literatura................................................................................................................................1025 Konceptualno projektiranje krila ..................................................................................................103
5.1 Lista simbola..........................................................................................................................103
5.2 Uvod .......................................................................................................................................107
5.3 Odabir osnovnih geometrijskih karakteristika krila ............................................................107
5.4 Odabir aeroprofila krila.........................................................................................................110
5.4.1 Maksimalni koeficijent sile uzgona iste konfiguracije .............................................110
5.4.2 Odabir aeroprofila .........................................................................................................113
5.4.3 Provjera volumena rezervoara goriva na krilu ............................................................113
5.5 Odabir i dimenzioniranje zakrilaca ......................................................................................114
5.5.1 Maksimalni koeficijenti sile uzgona pri polijetanju i slijetanju .................................1145.5.2 Odabir i dimenzioniranje ure aja za pove anje sile uzgona ......................................114
5.6 Odabir i dimenzioniranje krilaca..........................................................................................117
5.7 Postavni kut i kut uvijanja krila............................................................................................117
5.8 Prikaz geometrijskih karakteristika odabranog krila...........................................................119
5.9 Izvje taj o radu.......................................................................................................................124
5.10 Zaklju ci.................................................................................................................................124
5.11 Literatura................................................................................................................................124
6 Konceptualno projektiranje repa...................................................................................................125
6.1 Lista simbola..........................................................................................................................125
6.2 Uvod .......................................................................................................................................1286.3 Odabir konfiguracije i polo aja repa....................................................................................128
6.4 Odabir veli ine repa ..............................................................................................................130
6.5 Odabir geometrije repa..........................................................................................................131
6.5.1 Geometrija horizontalnog stabilizatora........................................................................131
6.5.2 Geometrija vertikalnog stabilizatora............................................................................132
6.6 Dimenzioniranje repnih upravlja kih povr ina ...................................................................132
6.7 Prikaz geometrijskih karakteristika projektiranog repa ......................................................133
6.7.1 Horizontalni stabilizator ...............................................................................................133
6.7.2 Vertikalni stabilizator....................................................................................................134
6.8 Zaklju ak................................................................................................................................137
6.9 Izvje taj o radu.......................................................................................................................137
6.10 Literatura................................................................................................................................137
7 Konceptualno projektiranje podvozja i odre ivanje te ta........................................................1387.1 Lista simbola..........................................................................................................................138
7.2 Uvod .......................................................................................................................................143
7.3 Projektiranje podvozja ..........................................................................................................143
7.3.1 Broj, tip i veli ina guma ...............................................................................................143
7.3.2 Duljina i dimenzije upornica ........................................................................................145
7.3.3 Preliminarni smje taj ....................................................................................................148
7.4 Odre ivanje te ta zrakoplova ............................................................................................150
7.4.1 Masa i polo aj te ta pojedinih komponenti na zrakoplovu .....................................150
7.4.2 Polo aj te ta zrakoplova za razli ite scenarije ukrcaja ............................................155
7.4.3 Zadovoljavanje kriterija prekretanja............................................................................1577.5 Zaklju ak................................................................................................................................158
7.6 Izvje taj o radu.......................................................................................................................158
7.7 Literatura................................................................................................................................158
8 Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I) ....................................................................159
8.1 Lista simbola..........................................................................................................................159
8.2 Uvod .......................................................................................................................................164
8.3 Stati ka uzdu na stabilnost...................................................................................................164
8.3.1 Polo aj aerodinami kog centra zrakoplova.................................................................164
8.3.1.1 Polo aj aerodinami kog centra kombinacije krilo – trup...........................................165
8.3.1.2 Gradijent uzgona krila ..................................................................................................1688.3.1.3 Gradijent uzgona horizontalnog stabilizatora..............................................................169
8.3.1.4 Gradijent uzgona kombinacije krilo – trup..................................................................170
8.3.2 Stati ka margina............................................................................................................172
8.4 Stati ka stabilnost po pravcu ................................................................................................173
8.5 Minimalna brzina upravljivosti s otkazom jednog motora .................................................176
8.6 Zaklju ci.................................................................................................................................179
8.7 Izvje taj o radu.......................................................................................................................180
8.8 Literatura................................................................................................................................180
9 Polara zrakoplova (metoda Klase I) .............................................................................................181
9.1 Lista simbola..........................................................................................................................181
9.2 Uvod .......................................................................................................................................183
9.3 Optjecana povr ina zrakoplova ............................................................................................183
9.3.1 Optjecana povr ina trupa zrakoplova...........................................................................1839.3.2 Optjecana povr ina krila zrakoplova ...........................................................................184
9.3.3 Optjecana povr ina horizontalnog i vertikalnog stabilizatora....................................184
9.3.4 Optjecana povr ina gondola motora ............................................................................185
9.3.5 Optjecana povr ina spoja krilo – trup ..........................................................................185
9.3.6 Ukupna optjecana povr ina cijelog zrakoplova Nixxa ...............................................185
9.4 Nulti otpor zrakoplova ..........................................................................................................186
9.5 Pove anja nultog otpora zrakoplova ....................................................................................187
9.6 Polare zrakoplova Nixxa.......................................................................................................188
9.7 Zaklju ci.................................................................................................................................190
9.8 Izvje taj o radu.......................................................................................................................1919.9 Literatura................................................................................................................................191
10 Zaklju ak.......................................................................................................................................192
PRILOZI.................................................................................................................................................193
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 9
Sa etakZadatak Tima Nixxa 2006 dobiven iz predmeta Osnivanje zrakoplova, bio je izrada
konceptualnog projekta zrakoplova koji ima dvije eksploatacijske funkcije: turisti ko razgledavanjete bacanje padobranaca. Nadalje, zrakoplov bi trebao imati mogu nost velike brzine penjanja navisinu od 3.6 km (12 000 ft) sa devet padobranaca uz STOL1 karakteristike.
Tehni ki crte i Nixxe te skupna tablica sa osnovnim karakteristi nim podacima Nixxe nalazese u Prilogu na kraju ovoga Finalnog Izvje taja.
Projekt je ra en prema knjizi: Roskam, J., "Airplane Design", DARcorporation, Lawrence,Kansas, 1985. Finalni Izvje taj Tima Nixxa 2006 sadr i devet me u-izvje taja:
0. Prikupljanje podataka i planiranje projekta
1. Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnosti
2. Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama
3. Odabir konfiguracije4. Projektiranje trupa
5. Konceptualno projektiranje krila
6. Konceptualno projektiranje repa
7. Konceptualno projektiranje podvozja i odre ivanje te ta
8. Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I)
9. Polara zrakoplova (metoda Klase I)
10. Zaklju ak
11. PRILOZI
1 Eng. Short Take Off and Landing
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 10
Prikupljanje podataka i planiranje projekta
0.1 Lista simbola
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
A - - aspektni odnos
b m ft raspon krila
R km nm dolet, udaljenost
RC 2 m/s ft/min brzina penjanja
FW kg lb masa goriva
PLW kg lb masa korisnog tereta
TOW kg lb masa kod polijetanja
0.2 UvodOvo je po etni (nulti) izvje taj o projektiranju zrakoplova koji bi zadovoljavao uvjetima
zadanim u ZADATKU. U ovom izvje taju bit e prikazani prikupljeni podaci o sli nimzrakoplovima (Poglavlje 0.3.) i plan izrade projekta po me u-izvje tajima i lanovima tima(Poglavlje 0.4.). Svrha ovog izvje taja je baza podataka zrakoplova koje emo koristiti u kasnijimfazama prora una (npr. u prvom izvje taju WTO i WE za odre ivanje regresijskih koeficijenata A iB).
0.3 Podaci o zrakoplovima sa sli nim specifikacijama
U ovom poglavlju bit e navedeni podaci o zrakoplovima sli nih karakteristika onima kojeudovoljavaju zadanoj misiji tima Nixxa 2006. Za svaki zrakoplov je napisano potpoglavlje u komesu navedene osnovne specifikacije zrakoplova, slike zrakoplova te reference odakle su svi podacipreuzeti.
2 RC (eng. Rate of climb) – brzina penjanja
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 11
0.3.1 Antonov An-14 (prikupio Filip Bundalo)
Simbol [ SI \ US ] Vrijednost[ SI ]
Vrijednost[ US ] Literatura: [5_8]
TOW [kg \ lb] 6100 13 448
PLW [kg \ lb] 2000 4 409
FW [kg \ lb] 600 1323
A [ - \ - ] 12.2 12.2
b [m \ ft] 22.06 72.37
R [km \ sm] 510 317
RC [m/s \ ft/min] 5.83 1148
0.3.2 Britten-Norman BN-2 Islander (prikupio Filip Bundalo)
Simbol [ SI \ US ] Vrijednost[ SI ]
Vrijednost[ US ] Literatura: [4] / str. 216
TOW [kg \ lb] 2994 6601
PLW [kg \ lb] 870 1918
FW [kg \ lb] 1100 2425
A [ - \ - ] 7.4 7.4
b [m \ ft] 13.08 42.91
R [km \ sm] 1400 870
RC [m/s \ ft/min] 3.88 764
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 12
0.3.3 Cessna 208 Caravan (prikupio Filip Bundalo)
Simbol [ SI \ US ] Vrijednost[ SI ]
Vrijednost[ US ] Literatura: [5_9]
TOW [kg \ lb] 3629 8001
PLW [kg \ lb] 900 1984
FW [kg \ lb] 1009 2224
A [ - \ - ] 9.7 9.7
b [m \ ft] 18.88 61.94
R [km \ sm] 1800 1118
RC [m/s \ ft/min] 5.68 1118
0.3.4 De Havilland Canada DHC-3 Otter (prikupio Posavec Danijel)
Simbol [ SI \ US ] Vrijednost[ SI ]
Vrijednost[ US ] Literatura: [5_10]
TOW [kg \ lb] 3629 8001
PLW [kg \ lb] 500 1102
FW [kg \ lb] 731 1611
A [ - \ - ] 10.06 10.06
b [m \ ft] 17.68 58.01
R [km \ sm] 1408 875
RC [m/s \ ft/min] 3.53 696
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 13
0.3.5 De Havillland Canada DHC-6 Twin Otter (prikupio Posavec Danijel)
Simbol [ SI \ US ] Vrijednost[ SI ]
Vrijednost[ US ] Literatura: [5_11]
TOW [kg \ lb] 5670 12 500
PLW [kg \ lb] 2500 5512
FW [kg \ lb] 1135 2502
A [ - \ - ] 10.97 10.97
b [m \ ft] 19.81 64.99
R [km \ sm] 1297 233
RC [m/s \ ft/min] 5.63 1109
0.3.6 Dornier Do 28D (prikupio Posavec Danijel)
Simbol [ SI \ US ] Vrijednost[ SI ]
Vrijednost[ US ] Literatura: [5_12]
TOW [kg \ lb] 3842 8470
PLW [kg \ lb] 1100 2425
FW [kg \ lb] 340 750
A [ - \ - ] 8.34 8.34
b [m \ ft] 15.55 51.02
R [km \ sm] 642 116
RC [m/s \ ft/min] 3.52 692
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 14
0.3.7 IAI Arava (prikupila Bari Nikolina)
Simbol [ SI \ US ] Vrijednost[ SI ]
Vrijednost[ US ] Literatura: [5_13]
TOW [kg \ lb] 6800 14 991
PLW [kg \ lb] 2600 5732
FW [kg \ lb] 730 1609
A [ - \ - ] 10.05 10.05
b [m \ ft] 20.96 68.77
R [km \ sm] 280 50
RC [m/s \ ft/min] 5.32 1047
0.3.8 Pilatus PC-6 Porter (prikupila Bari Nikolina)
Simbol [ SI \ US ] Vrijednost[ SI ]
Vrijednost[ US ] Literatura: [5_14]
TOW [kg \ lb] 2800 6173
PLW [kg \ lb] 1062 2341
FW [kg \ lb] 508 1120
A [ - \ - ] 8.4 8.4
b [m \ ft] 10.4 34.12
R [km \ sm] 1050 652
RC [m/s \ ft/min] 3.5 689
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 15
0.3.9 Rockwell Shrike Commander 500S (prikupila Bari Nikolina)
Simbol [ SI \ US ] Vrijednost[ SI ]
Vrijednost[ US ] Literatura: [4] / str.780; [5_6]
TOW [kg \ lb] 3062 6751
PLW [kg \ lb] 853 1881
FW [kg \ lb] 1050 2315
A [ - \ - ] 8.0 8.0
b [m \ ft] 14.95 49.05
R [km \ sm] 1625 1010
RC [m/s \ ft/min] 5.77 1135
0.3.10 SIAI-MarchettiSF.600TP (prikupila Bari Nikolina)
Simbol [ SI \ US ] Vrijednost[ SI ]
Vrijednost[ US ] Literatura: [4] / str.801; [5_7]
TOW [kg \ lb] 3300 7255
PLW [kg \ lb] 1050 2315
FW [kg \ lb] 315 694
A [ - \ - ] 6.2 6.2
b [m \ ft] 15 49.21
R [km \ sm] 600 373
RC [m/s \ ft/min] 5.08 1000
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 16
0.3.11 Reims F406 Caravan 2 (prikupio Vujica Danijel)
Simbol [ SI \ US ] Vrijednost[ SI ]
Vrijednost[ US ] Literatura: [2_2004]/str.153 (pdf.200); [5_2]
TOW [kg \ lb] 4400 9700
PLW [kg \ lb] 800 1764
FW [kg \ lb] 1440 3175
A [ - \ - ] 9.7 9.7
b [m \ ft] 15 49.21
R [km \ sm] 2100 1315
RC [m/s \ ft/min] 6.17 1214
0.3.12 Beech King Air B200 (prikupio Vujica Danijel)
Simbol [ SI \ US ] Vrijednost[ SI ]
Vrijednost[ US ]
Literatura: [2_1997] / str. 568
[2_2004]/str.569 (pdf.616)
TOW [kg \ lb] 5670 12 500
PLW [kg \ lb] 740 1631
FW [kg \ lb] 1653 3645
A [ - \ - ] 9.8 9.8
b [m \ ft] 9.8 32.15
R [km \ sm] 3100 1926
RC [m/s \ ft/min] 8.88 1749
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 17
0.3.13 Beech King Air 350 (prikupio Vujica Danijel)
Simbol [ SI \ US ] Vrijednost[ SI ]
Vrijednost[ US ] Literatura: [5_15]
TOW [kg \ lb] 6800 14 951
PLW [kg \ lb] 900 1984
FW [kg \ lb] 1600 3527
A [ - \ - ] 10.6 10.6
b [m \ ft] 17.65 57.91
R [km \ sm] 3300 2051
RC [m/s \ ft/min] 6.48 1276
0.3.14 Vulcanair VA 300 (prikupio Vujica Danijel)
Simbol [ SI \ US ] Vrijednost[ SI ]
Vrijednost[ US ]
Literatura: [2_1997] / str. 326
[2_2004]/str.326 (pdf.373)
TOW [kg \ lb] 2850 6283
PLW [kg \ lb] 750 1653
FW [kg \ lb] 1070 2359
A [ - \ - ] 7.7 7.7
b [m \ ft] 12 39.37
R [km \ sm] 1300 808
RC [m/s \ ft/min] 5.87 1155
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 18
0.4 Plan rada na projektu
Razrada zadatkaProgramiranje
(Matlab)
Crtanje
(SolidWorks)Izrada izvje taja
Izvje taj 1 Danijel Posavec Danijel Posavec Filip Bundalo Nikolina Bari
Izvje taj 2 Danijel Vujica Danijel Vujica Filip Bundalo Nikolina Bari
Izvje taj 3 Nikolina BariDanijel Vujica Danijel Posavec Filip Bundalo Nikolina Bari
Izvje taj 4Filip Bundalo
Danijel VujicaDanijel Vujica Filip Bundalo Nikolina Bari
Izvje taj 5Filip Bundalo
Danijel PosavecDanijel Posavec Filip Bundalo Nikolina Bari
Izvje taj 6 Danijel Posavec Danijel Posavec Filip Bundalo Nikolina Bari
Izvje taj 7 Danijel Vujica Danijel Vujica Filip Bundalo Nikolina Bari
Izvje taj 8Danijel Posavec
Danijel Vujica
Danijel Vujica
Danijel PosavecFilip Bundalo
Nikolina Bari
Danijel Posavec
Izvje taj 9Danijel Vujica
Danijel Posavec
Danijel Posavec
Danijel VujicaFilip Bundalo Danijel Posavec
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 19
0.5 Zaklju ci
Zadatak TIM-a 2 je konceptualni projekt zrakoplova za turisti ko razgledavanje koji bimogao prevoziti 9 putnika. Prema JAR-u (FAR 23) je iz sigurnosnih razloga propisano da u tomslu aju zrakoplov mora imati barem 2 motora, kako bi bio omogu en daljnji let zrakoplova u slu ajuotkaza jednog motora. Zrakoplov bi trebao slu iti i za bacanje 9 padobranaca sa visine od 3.6 km tonavodi na standardna rje enja izvedbe aviona kao visokokrilca zbog olak anog iskakanjapadobranaca. Izvedba aviona kao visokokrilca ima prednost i zbog nesmetanog pogleda iz trupaaviona za vrijeme kori tenja u turisti ke svrhe. Budu i da bi se avion povremeno koristio i u svrhubacanja padobranaca trebao bi imati mogu nost brze prenamjene u smislu va enja turisti kih sjedala(eventualno umetanja klupica za padobrance). Va enjem sjedala pove ao bi se i udio korisnogtereta, odnosno zrakoplov bi mogao ponijeti u zrak i vi e od 9 padobranaca. Za izbacivanjepadobranaca tako er su po eljna i ve a vrata na stra njem dijelu trupa, kao kod npr. Cessne Caravanili De Havilland DHC-3 Ottera (iako se mo e zrakoplov izvesti i sa rampom koja bi slu ila za brzoizbacivanje padobranaca, a mo da i za olak an unos tereta ukoliko bi se u kasnijim prenamjenamazrakoplov koristio i kao teretni). U Prilogu 1 Tablica usporednih karakteristika sli nih zrakoplovanavedeni se i zrakoplovi koji ne udovoljavaju gore navedenim zaklju cima, ali navedeni su jer seuklapaju u zadane karakteristike na eg konceptualnog projekta zrakoplova.
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 20
0.6 Literatura[1_1] Roskam, J., "Airplane Design (Part I: Preliminary Sizing of Airplanes)", DARcorporation,
Lawrence, Kansas, 1985.
[2_1997] Taylor, J., "Jane's All The World Aircraft, Jane's, 1997-98.
[2_2004] Taylor, J., "Jane's All The World Aircraft, Jane's, 2004-05.
[3] Raymer, D.P., "Aircraft design: A Conceptual Aproach", AIAA, Ohio, 1992.
[4] Donald, D., "The encyclopedia of World aircraft", Prospero Books, 1998.
[5_2] http://www.benair.com/aircraft/oypbg.htm
[5_3] http://www.airliners.net/info/stats.main?id=241
[5_4] http://www.airliners.net/info/stats.main?id=317
[5_5] http://www.airliners.net/info/stats.main?id=293
[5_6] http://www.airliners.net/info/stats.main?id=343[5_7] http://www.airwar.ru/enc/craft/sf600.html
[5_8] http://en.wikipedia.org/wiki/Antonov_An-14
[5_9] http://www.airliners.net/info/stats.main?id=158
[5_10] http://www.airliners.net/info/stats.main?id=179
[5_11] http://www.airliners.net/info/stats.main?id=181
[5_12] http://www.airliners.net/info/stats.main?id=187
[5_13] http://www.airliners.net/info/stats.main?id=246
[5_14] http://www.airliners.net/info/stats.main?id=296
[5_15] http://en.wikipedia.org/wiki/Beechcraft_King_Air
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 21
1 Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova ianaliza senzitivnosti
1.1 Lista simbola
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
A - - koeficijent regresije A
B - - koeficijent regresije B
C - - parametar frakcije goriva
pc (lb / hr) / Bhp specifi na potro nja goriva
crp,c (lb / hr) / Bhp specifi na potro nja goriva prikrstarenju
dp,c (lb / hr) / Bhp specifi na potro nja goriva priletu do alternativnog odredi ta
ltrp,c (lb / hr) / Bhp specifi na potro nja goriva prikru enju
D kg lb parametar (WPL + Wcrew)
e - - konstanta (e=2.71828)
E h h istrajnost (trajanje leta)
ltrE h h vrijeme kru enja
F kg lb parametar senzitivnosti masa
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 22
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
DL / - - omjer uzgona i otpora
( )crDL / - - omjer uzgona i otpora prikrstarenju
dDL )/( - - omjer uzgona i otpora pri letu doalternativnog odredi ta
ltrDL )/( - - omjer uzgona i otpora prikru enju
ffM - - udio goriva za misiju
resM - - udio rezerve goriva
tfoM - - udio neiskori tenog goriva
crewn - - broj lanova posade
putnikan - - broj putnika
R km nm dolet, udaljenost
crR km nm dolet pri krstarenju
V km/h knot brzina leta
crV km/h knot brzina krstarenja
dV km/h knot brzina leta do alternativnogodredi ta
1W kg lb masa zrakoplova nakonuklju ivanja i zagrijavanja motora
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 23
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
2W kg lb masa zrakoplova nakon taksiranja
3W kg lb masa zrakoplova nakonpolijetanja
4W kg lb masa zrakoplova nakon penjanja
5W kg lb masa zrakoplova nakon krstarenja
6W kg lb masa zrakoplova nakon kru enja
7W kg lb masa zrakoplova nakon spu tanja
8W kg lb masa zrakoplova nakon leta doalternativnog odredi ta i spu tanja
9W kg lb masa zrakoplova nakon slijetanja,taksiranja i ga enja motora
crewW kg lb masa lanova posade
lanaW kg lb masa lana posade
EW kg lb masa praznog zrakoplova
FW kg lb ukupna masa goriva
FusedW kg lb masa goriva kori tenog u misiji
FresW kg lb masa rezervnog goriva
tfoW kg lb masa neiskori tenog goriva
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 24
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
PLW kg lb masa korisnog tereta
crewprtljageW ,kg lb masa prtljage po lanu posade
plprtljageW ,kg lb masa prtljage po jednom putniku
putnikaW kg lb masa jednog putnika
TOW kg lb ukupna masa zrakoplova
PL
TO
WW
∂∂ kg/kg lb/lb senzitivnost poletne mase
zrakoplova prema nosivosti
E
TO
WW
∂∂ kg/kg lb/lb
senzitivnost poletne masezrakoplova prema masi praznogzrakoplova
EW∂
∂ TO kg/h lb/h senzitivnost poletne masezrakoplova prema istrajnosti
p
TO
cW∂
∂ kg/kg/kW/h lb/lb/hp/hsenzitivnost poletne masezrakoplova prema specifi nojpotro nji goriva
)(TO
DLW
∂∂ lb lb
senzitivnost poletne masezrakoplova prema odnosu uzgonai otpora
pη - - efikasnost propelera
1.2 UvodOvo je prvi izvje taj o projektiranju zrakoplova i u njemu odre ujemo masu zrakoplova i
vr imo analizu senzitivnosti poletne mase prema: nosivosti, masi praznog zrakoplova, istrajnosti,brzini kru enja, specifi noj potro nji goriva te prema odnosu uzgona i otpora. U ovom prvomizvje taju bit e izra unati i prikazani logaritamski omjeri ukupnih poletnih masa (eng. Take-offWeights) i masa praznih zrakoplova (eng. Emty Weights) dobiveni regresijskom analizom za bazupodataka sli nih zrakoplova (tablica T.01.1) te prema bazi podataka sli nih zrakoplova iz tablice(2.5) [1_1].
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 25
1.3 Odre ivanje masa u pojedinim dijelovima misije
1.3.1 Baza podataka s ukupnim masama pri polijetanju (Takeoff Weights) imasama praznog zrakoplova (Empty Weights) za odabrane sli ne A/C
Tablica T.01.1 Baza podataka s ukupnim masama pri polijetanju i masama praznogzrakoplova za sli ne A/C
ZRAKOPLOV Picture WTO [kg] WE [kg] Tip zrakoplova(prema [1_1]) Izvor
Britten-Norman BN-2Islander 2994 1770 Twin Engine Propeller
Driven Airplanes [4] / str. 216
Rockwell ShrikeCommander 500S 3062 2422 Twin Engine Propeller
Driven Airplanes[4] / str.780
[5_6]
SIAI-MarchettiSF.600TP 3300 1935 Twin Engine PropellerDriven Airplanes
[4] / str.801
[5_7]
Vulcanair VA 300 2850 1730 Twin Engine PropellerDriven Airplanes
[2_1997] / str. 326
[2_2004]/str.326 (pdf.373)
Beech King Air B200 5600 3900 Twin Engine PropellerDriven Airplanes
[2_1997] / str. 568
[2_2004]/str.569 (pdf.616)
Reims F406 Caravan 2 4400 2160 Twin Engine PropellerDriven Airplanes
[2_2004]/str.153 (pdf.200)
[5_2]
Harbin Y11 B 3500 2050 Twin Engine PropellerDriven Airplanes [5_3]
Piper PA-60 Aerostar 2495 1695 Twin Engine PropellerDriven Airplanes [5_4]
Partenavia P-68 TC 1960 1200 Twin Engine PropellerDriven Airplanes [5_5]
Odabrana konfiguracijaTIM-a 2 3647.3 2252.8 -
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 26
1.3.2 Odre ivanje koeficijenta regresije za A i B (masa praznog zrakoplova)
Dijagram D.01.1 LOG-LOG odnosi i linearna aproksimacija
Prema [1_1] vr i se linearna aproksimacija: na apscisu dijagrama se nanose vrijednostiukupnih poletnih masa u logaritamskom mjerilu, a na ordinatu vrijednosti masa praznih zrakoplova,tako er u logaritamskom mjerilu. Za na e primjere odabranih a/c dobivamo punu liniju crne boje,dok prema zrakoplovima uzetima iz tablice (2.5) [1_1] dobivamo isprekidanu liniju crvene boje.Pravci se ne poklapaju u potpunosti jer ref [1_1] navodi starije zrakoplove no razlike su malene.
103
104
105
103.2
103.3
103.4
103.5
103.6
103.7
103.8
103.9
WTO [lbs]
WE
[lbs]
aproksimacija(na i)aproksimacija (Roskam)na i primjeriRoskam primjericalculated
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 27
Jednad ba na eg pravca, ozna enog punom linijom crne boje, glasi:
010514.0*94912.0 −= xy
odnosno:
010514.0log*94912.0log 1010 −= TOE WW
BAW
BW TOE −= 1010 log*1log (2.16) [1_1]
Usporedbom gore navedenih jednad bi, slijede koeficijenti regresije:
0.01108=A
0536.1=BKoeficijenti regresije izra unati pomo u Matlaba prema bazi podataka sli nih zrakoplova iz
tablice (2.5) [1_1]:
0.0495_ =roskamA
1.0430_ =roskamB
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 28
1.3.3 Odre ivanje masa u pojedinim dijelovima misije.
1.3.3.1 Odre ivanje potrebne mase goriva za misiju.
Slika S.01.1 Profil misije zadan u specifikaciji konceptualnog projekta zrakoplova
1. Uklju ivanje i zagrijavanje motora.
0.992TO
1 =WW
(vrijednost uzeta iz tablice (2.1) [1_1])
2. Taksiranje.
996.01
2 =WW (vrijednost uzeta iz tablice (2.1) [1_1])
3. Polijetanje.
996.02
3 =WW
(vrijednost uzeta iz tablice (2.1) [1_1])
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 29
4. Penjanje na visinu kru enja.
996.03
4 =WW (modificirana vrijednost zbog penjanja na malu visinu za razgledavanje i
ubrzavanje na brzinu kru enja prema specifikacijama misije u odnosu naW4/W3 = 0.0990 iz tablice (2.1) [1_1])
5. Kru enje .Za zrakoplove s propelerskim pogonom vrijedi Breguetova jednad ba za istrajnost:
)/ln()/()/)((/1(375 54p WWDLcVE ltrltrpltrltr η= (2.11) [1_1]
2=ltrE h - istrajnost (specificirano zadatkom)
150=crV knot - brzina krstarenja (specificirano zadatkom)
crltr VV *8.0= - brzina kru enja (pretpostavka snage motora od 70-85%)
120=ltrV knot
82.0=pη - iskoristivost propelera (pretpostavka prema tablici 2.2 Ref. [1_1])
6.0ltrp, =c lb/lb/hr - specifi na potro nja goriva pri kru enju (pretpostavka prematablici (2.2) [1_1])
( ) 10/ =crDL - omjer uzgona i otpora pri krstarenju (pretpostavka prema tablici(2.2) [1_1])
ltrDL
ltrpcp
ltrV
ltrE
eWW
⋅
⋅
−
=
η
375
4
5iz (2.11) [1_1]
0.94764
5 =WW
6. Spu tanje.
99.05
6 =WW (modificirana vrijednost zbog spu tanja sa male visine za razgledavanje i
usporavanja na brzinu za slijetanje prema specifikacijama misije u odnosuna W6/W5 = 0.992 iz tablice (2.1) [1_1])
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 30
7. Let do alternativnog odredi ta i spu tanje.
Misija tima Nixxa 2006 uklju uje polijetanje iz to ke A, kru enje zbog razgledavanja uturisti ke ili druge svrhe, te povratak natrag u po etnu to ku A. Za tip zrakoplova ija misija nijeodre ena doletom, ve istrajno u, nije propisana vremenska rezerva goriva za let premaalternativnom aerodromu u regulativama FAR-a ni JAR-a.
Za zrakoplove s propelerskim pogonom vrijedi Breguetova jednad ba za istrajnost:
)/ln()/()/)((/1(375 67p WWDLcVE crcrpcr η= (2.11) [1_1]
5.0=ltrE h - istrajnost (zadovoljava prema FAR121.6393 u slu aju eventualneprenamjene u prijevozu tereta i/ili putnika od to ke A do to ke B)
150=crV knot - brzina krstarenja (specificirano zadanom misijom)
82.0=pη nm - iskoristivost propelera (pretpostavka prema tablici (2.2) [1_1])
6.0crp, =c lb/lb/hr - specifi na potro nja goriva pri kru enju (pretpostavka prema tablici(2.2) [1_1])
( ) 10/ =crDL - omjer uzgona i otpora pri krstarenju (pretpostavka prema tablici(2.2) [1_1])
crcrp
pcrDL
cVcr
E
eWW
−
=**375
6
7
η
(2.11) [1_1]
0.98336
7 =WW
8. Kru enje zbog zagu enosti prometa na alternativnom aerodromuZa zrakoplove s propelerskim pogonom vrijedi Breguetova jednad ba za istrajnost:
)/ln()/()/)((/1(375 78p WWDLcVE ltrltrpltrltr η= (2.11) [1_1]
5.0=ltrE h - istrajnost (zadovoljava prema FAR121.6394 u slu aju eventualneprenamjene u prijevozu tereta i/ili putnika od to ke A do to ke B)
FAR121.6393
http://www.airweb.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgFAR.nsf/0/1CC5B5DAD63E4806852566EF006DD813?OpenDocument
FAR121.6394
http://www.airweb.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgFAR.nsf/0/1CC5B5DAD63E4806852566EF006DD813?OpenDocument
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 31
150=crV knot - brzina krstarenja (specificirano zadatkom)
crltr VV *8.0= - brzina kru enja (pretpostavka vezana uz snagu motora od 70-85%)
120=ltrV knot
82.0=pη nm - iskoristivost propelera (pretpostavka prema tablici (2.2) [1_1])
6.0ltrp, =c lb/lb/hr - specifi na potro nja goriva pri kru enju (pretpostavka prematablici (2.2) [1_1])
( ) 10/ =crDL - omjer uzgona i otpora pri krstarenju (pretpostavka prema tablici(2.2) [1_1])
ltrDL
ltrpcp
ltrV
ltrE
eWW
−
=
**375
7
8
η
(2.11) [1_1]
0.98667
8 =WW
9. Slijetanje, taksiranje i ga enje motora.
994.08
9 =WW (vrijednost uzeta iz tablice (2.1) [1_1])
Ukupna frakcija goriva potrebnog za misiju
8
9
7
8
6
7
5
6
4
5
3
4
2
3
1
2
TO
18
1 i
1i
TO
1ff W
WWW
WW
WW
WW
WW
WW
WW
WW
WW
WWM
i
⋅⋅⋅⋅⋅⋅⋅⋅=⋅= ∏=
+ (2.13) [1_1]
0.88668ff =M
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 32
Koli ina goriva
TOffFused )1( WMW ⋅−= - masa goriva kori tenog u misiji (2.14) [1_1]
FusedFres 06.0 WW ⋅= - te ina rezervnog goriva zbog meteorolo kih uvjeta
TOtfo 005.0 WW ⋅= - masa zarobljenog goriva u spremniku (pretpostavka prema [1_1])
tfoWWWW ++= FresFusedF - ukupna masa goriva izvedeno iz jed.(2.15) [1_1]
1.3.3.2 Odre ivanje mase korisnog tereta.
7001)( , =+⋅= plprtljageputnikaputnikaPL WWnW lb
9=putnikan - broj putnika (specificirano zadatkom)
170=putnikaW lb - masa jednog putnika (prema FAR 23.255)
20, ≈plprtljageW lb - masa prtljage po jednom putniku (proizvoljno)
1.3.3.3 Odre ivanje mase lanova posade.
753)( , =+⋅= crewprtljagelanacrewcrew WWnW lb
2=crewn - broj lanova posade (prema FAR 91.5316 – zrakoplov moraimati pilota i kopilota)
170=lanaW lb - masa lana posade (prema FAR 23.251)
20, ≈crewprtljageW lb - masa prtljage po lanu posade (proizvoljno)
1.3.3.4 Odre ivanje mase praznog zrakoplova EW
U prvoj iteraciji pretpostavili smo masu TOW na:
9500=TOW lb.
FAR 23.255
http://www.airweb.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgFAR.nsf/0/8DAB1AF2896CDECC85256687006BBD2D?OpenDocument
FAR 91.5316
http://www.airweb.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgFAR.nsf/0/69A0437907153AAB86256DAC005CE678?OpenDocument
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 33
Za taj iznos dobiva se iz jednad be (2.15) [1_1]:
FFresFusedF WWWW ++= izvedeno iz jed.(2.15) [1_1]
1188=FW lb - ukupna masa goriva izra unata u 1. iteraciji
Iznosi masa korisnog tereta i posade navedeni su ranije i iznose:
1700=PLW lb
375=crewW lb
Iz jednad be (2.16) [1_1]:
BAW
BW TOE −= 1010 log*1log (2.16) [1_1]
slijedi:
6.4942=EW lb - masa praznog zrakoplova izra unata u 1. iteraciji
Vrijednost mase praznog zrakoplova ( 6.4942=EW lb) dobivena prora unom u Matlabu uprvoj iteraciji, ne se sla e s zadanim granicama od 0.1 %, te je potrebno smanjiti pretpostavljeni
TOW na:
8000=TOW lb.
Za taj iznos dobiva se iz jednad be (2.15) [1_1]:
FFresFusedF WWWW ++= izvedeno iz jed.(2.15) [1_1]
1.1006=FW lb - ukupna masa goriva izra unata u zadnjoj iteraciji
Iz jednad be (2.16) [1_1]:
BAW
BW TOE −= 1010 log*1log (2.16) [1_1]
slijedi:
4966.6=EW lb - masa praznog zrakoplova izra unata u zadnjoj iteraciji
Vrijednost mase praznog zrakoplova 4966.6=EW (lb), dobivena prora unom u Matlabu uzadnjoj iteraciji, sla e se s zadanim granicama od 0.1 %, te je za daljnji prora un usvojeno:
8041=TOW lb
4966.6=EW lb
1.1006=FW lb
1700=PLW lb
375=crewW lb
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 34
1.3.3.5 Iznos mase u pojedinim dijelovima misije.
1W - masa zrakoplova nakon uklju ivanja i zagrijavanja motora
2W - masa zrakoplova nakon taksiranja
3W - masa zrakoplova nakon polijetanja
4W - masa zrakoplova nakon penjanja
5W - masa zrakoplova nakon kru enja
6W - masa zrakoplova nakon spu tanja
7W - masa zrakoplova nakon leta do alternativnog odredi ta
8W - masa zrakoplova nakon spu tanja na alternativni aerodrom
9W - masa zrakoplova nakon slijetanja, taksiranja i ga enja motora
Po etak
misije
(i-ta)faza
misije1. 2. 3. 4. 5. 6. 7. 8. 9.
Ukupna masazrakoplova u
librima
8041=TOW lb
( )iTOW ,lb
7976.7 7944.8 7913.0 7881.4 7468.2 7393.5 7270.1 7172.9 7129.8
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 35
1.4 Analiza senzitivnosti projektirane mase pri polijetanju)-)-1)(1(-1( tfoffres MMMC += (2.22) [1_1]
)( crewPL WWD += (2.23) [1_1]
06.0=resM - udio rezerve goriva
0.8867ff =M - ukupna frakcija goriva potrebnog za misiju
005.0=tfoM - udio neiskori tenog goriva
0.87488=C
2075=D lb
1.4.1 Senzitivnost TOW u odnosu na PLW
( ) 3.4551 TO
TO
PL
TO =⋅−⋅−
⋅=∂∂
WBCDWB
WW lb/lb (2.27) [1_1]
Iz faktora senzitivnost TOW u odnosu na PLW lijedi zaklju ak da se za svaku dodatnu libru(kilogram) korisnog tereta, ukupna masa zrakoplova pove ava za 3.455 libri (3.455 kilograma).
1.4.2 Senzitivnost TOW u odnosu na EW
1.706E
TO
E
TO =⋅=∂∂
WWB
WW
lb/lb (2.29) [1_1]
Iz faktora senzitivnost TOW u odnosu na EW slijedi zaklju ak da se za svako dodatnopove anje mase praznog zrakoplova za jednu libru (kilogram) tereta, ukupna masa zrakoplovapove ava za 1.706 libri (1.706 kilograma).
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 36
1.4.3 Senzitivnost TOW u odnosu na istrajnost E
( ) 09.037375
ltrp,TO =⋅⋅
⋅⋅=
∂∂
ltrp
ltr
DLcVF
EW
η lb/h (2.47) [1_1]
Iz faktora senzitivnost TOW u odnosu na E slijedi zaklju ak da se za svako dodatnopove anje trajanja misije od jednog sata, ukupna masa zrakoplova pove ava za 703.09 libri (318.92kilograma).
1.4.4 Senzitivnost TOW odnosu na specifi nu brzinu kru enja ltrV
( ) 19.10375
ltrp,TO =⋅⋅
⋅⋅=
∂∂
ltrp
ltr
DLcEF
EW
η lb/mph
Iz faktora senzitivnost TOW u odnosu na ltrV slijedi zaklju ak da se za svako dodatnopove anje brzine kru enja izra ene u mph, ukupna masa zrakoplova pove ava za 10.19 libri (4.62kilograma).
1.4.5 Senzitivnost TOW u odnosu na specifi nu potro nju goriva pc
2547.42)(375p
TO =⋅⋅
⋅⋅=
∂∂
ltrp
crltr
DLVEF
cW
η lb/lb/lb/h tablica (2.20) i (2.43) [1_1]
Iz faktora senzitivnost TOW u odnosu na specifi nu potro nju goriva pc slijedi zaklju ak dase za jedini no pove anje specifi ne potro nje goriva, ukupna masa zrakoplova pove ava za 2547.2libri (1155.4 kilograma).
1.4.6 Senzitivnost TOW u odnosu na odnos uzgona i otpora DL
( )-140.62
375)( 2,TO =
⋅⋅
⋅⋅⋅−=
∂∂
ltrp
ltrpltrltr
DLcVEF
DLW
η lb tablica (2.20) i (2.43) [1_1]
Iz faktora senzitivnost TOW u odnosu na jedini no pove anje odnosa uzgona i otpora( )ltrDL , ukupna masa zrakoplova smanjuje se za 140.62 libri (63.78 kilograma) to je vidljivo iznegativnog predznaka faktora senzitivnosti TOW u odnosu na odnos uzgona i otpora DL .
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 37
1.5 Izvje taj o radu
Razrada zadatkaProgramiranje
(Matlab)
Crtanje
(CorelDRAW)Izrada izvje taja
Izvje taj 1Danijel Vujica
Danijel PosavecDanijel Vujica Filip Bundalo
Nikolina BariDanijel Vujica
Danijel Posavec
1.6 Zaklju ci U ovoj fazi konceptualnog projektiranja zrakoplova za turisti ko razgledavanje, vr ilo se jepreliminarno dimenzioniranje tj. procjenja mase zrakoplova i analizu senzitivnosti. Prora un jepokazao da se kona na ukupna dobivena masa zrakoplova ne razlikuje mnogo od ukupne masepretpostavljene u prvoj iteraciji, to zna i da je pretpostavka bila to na, tj. u malom odstupanju odukupne mase zrakoplova dobivene u zadnjoj iteraciji, TOW = 8047.7 lb ( TOW = 3650.4 kg). Masapraznog zrakoplova dobivena je preko regresijske analize iz baze podataka sli nih zrakoplova,Tablica T.01.1 (prilo ena tablica je bez zrakoplova koji su previ e odstupali po svojim odnosimaukupnih masa i masama praznih zrakoplova od potrebnih). U zadnjoj iteraciji dobivena masapraznog zrakoplova iznosi EW = 4966.6 lb ( EW =2252.8 kg).
Izvr ena analiza senzitivnosti govori o utjecaju mase korisnog tereta PLW , masi praznogzrakoplova EW , istrajno u E , brzini kru enja ltrV , specifi ne potro nje goriva pc te odnosuuzgona i otpora DL na pove anje ili smanjenje ukupne mase zrakoplova TOW .
Iz faktora senzitivnosti TOW u odnosu na PLW zaklju uje se da pove anje korisnog tereta bitnoutje e na pove anje ukupne mase zrakoplova, jer za jedini no pove anje korisnog tereta postojipove anje ukupne mase zrakoplova od 3.455 libri (3.455 kilograma).
Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia
Tim Nixxa 2006 38
1.7 Literatura[1_1] Roskam, J., "Airplane Design (Part I: Preliminary Sizing of Airplanes)", DARcorporation,
Lawrence, Kansas, 1985.
[2_1997] Taylor, J., "Jane's All The World Aircraft, Jane's, 1997-98.
[2_2004] Taylor, J., "Jane's All The World Aircraft, Jane's, 2004-05.
[3] Raymer, D.P., "Aircraft design: A Conceptual Aproach", AIAA, Ohio, 1992.
[4] Donald, D., "The encyclopedia of World aircraft", Prospero Books, 1998.
[5_1] http://www.aoc.noaa.gov/aircraft_otter.htm[5_2] http://www.benair.com/aircraft/oypbg.htm
[5_3] http://www.airliners.net/info/stats.main?id=241
[5_4] http://www.airliners.net/info/stats.main?id=317
[5_5] http://www.airliners.net/info/stats.main?id=293
[5_6] http://www.airliners.net/info/stats.main?id=343
[5_7] http://www.airwar.ru/enc/craft/sf600.html
Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama
Tim Nixxa 2006 39
2 Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje premazadanim performansama
2.1 Lista simbola
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
a - - korelacijski koeficijent
A - - vitkost krila (aspektni odnos)
b - - korelacijski koeficijent
b (2. primjena) m ft raspon krila
c - - regresijski koeficijent pravca
fc - - koeficijent trenja
0DC - - koeficijent otpora pri nultom uzgonu
approachDC 0 - - ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonu zakonfiguraciju u prilazu
LDC 0 - - ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonukonfiguraciju pri slijetanju sa fiksnim podvozjem
TODC 0 - - ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonukonfiguraciju pri polijetanju sa fiksnim podvozjem
cleanDC 0 - - ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonu za istukonfiguraciju
Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama
Tim Nixxa 2006 40
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
10 B23.67DC - - koeficijent otpora za FAR 23.67B1
20 B23.67DC - - koeficijent otpora za FAR 23.67B2
7B23.DC 70 - - koeficijent otpora za FAR 23.77B
CGR - - kut penjanja
1B23.67CGR - - kut penjanja za FAR 23.67B1
2B23.67CGR - - kut penjanja za FAR 23.67B2
7B23.CGR 7 - - kut penjanja za FAR 23.77B
1C BL 23.67 - - koeficijent uzgona za FAR 23.67B1
2C BL 23.67 - - koeficijent uzgona za FAR 23.67B2
L 23.77BC - - koeficijent uzgona za FAR 23.77B
LC - - koeficijent uzgona
L maxLC - - maksimalni koeficijent uzgona pri slijetanju
L maxTOC - - maksimalni koeficijent uzgona pri polijetanju
Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama
Tim Nixxa 2006 41
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
d - - regresijski koeficijent pravca
e - - koeficijent efikasnosti krila
cleane - - koeficijent efikasnosti krila za istu konfiguraciju
flapsLe - - koeficijent efikasnosti krila za zakrilca u polo aju zaslijetanje
flapsTOe - - koeficijent efikasnosti krila za zakrilca u polo aju zapolijetanje
1e B23.67 - - koeficijent efikasnosti krila za FAR 23.67B1
2e B23.67 - - koeficijent efikasnosti krila za FAR 23.67B2
23.77Be - - koeficijent efikasnosti krila za FAR 23.77B
f 2m 2ft parazitska povr ina krila
absh m ft plafon leta
h m ft visina leta
PI - - parametar snage
P kW HP potrebna snaga motora
Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama
Tim Nixxa 2006 42
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
engineoneP kW HP snaga po jednom motoru
RC min/m min/ft brzina penjanja
RCP kgkW / lbHP / parametar brzine penjanja
S 2m 2ft povr ina krila
LS m ft ukupna duljina piste za slijetanje
LGS m ft ukupna duljina zaustavljanja po pisti
TOS m ft ukupna duljina piste za polijetanje
TOGS m ft ukupna duljina zalijetanja po pisti
wetS 2m 2ft mokra povr ina krila
clt min min vrijeme penjanja na visinu 12000 ft
23TOP kWk 2 2mg hpflb2 2t parametar kod polijetanja za FAR 23 zrakoplove
AV hkm / kts brzina u prilazu
crV hkm / MPH brzina krstarenja
Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama
Tim Nixxa 2006 43
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
LSV sm sft brzina sloma uzgona u konfiguraciji za slijetanje
cleanDC 0∆ - - prirast koeficijenta otpora pri nultom uzgonu za istukonfiguraciju
flapsLDC 0∆ - - prirast koeficijenta otpora pri nultom uzgonu zazakrilca u polo aju za slijetanje
flapsTODC 0∆ - - prirast koeficijenta otpora pri nultom uzgonu zazakrilca u polo aju za polijetanje
SLρ 3mkg 3ftslugs gusto a zraka na razini mora
10000σ - - omjer gusto a zraka na 10000 ft
5000σ - - omjer gusto a zraka na 5000 ft
1500σ - - omjer gusto a zraka na 1500 ft
400σ - - omjer gusto a zraka na 400 ft
SLσ - - omjer gusto a zraka na razini mora
( )167.23D
LB
- - omjer uzgona i otpora za FAR 23.67B1
( )267.23D
LB
- - omjer uzgona i otpora za FAR 23.67B2
( )B77.23D
L - - omjer uzgona i otpora za FAR 23.77B
Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama
Tim Nixxa 2006 44
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
PW kWkg hplb power loading (omjer mase i snage motora)
23.67B1PW
kWkg hplb power loading za FAR 23.67B1
23.67B2PW
kWkg hplb power loading za FAR 23.67B2
23.77BPW
kWkg hplb power loading za FAR 23.77B
SW 2mkg 2ftlb wing loading (omjer mase i povr ine krila)
TOSW
2mkg 2ftlb wing loading pri polijetanju
Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama
Tim Nixxa 2006 45
2.2 UvodOvo je drugi izvje taj o projektiranju zrakoplova u kojem se vr i dimenzioniranje
zrakoplova za du inu staze kod polijetanja, dimenzioniranje zrakoplova za du inu staze kodslijetanja, te dimenzioniranje za ograni enja pri penjanju (AEO, OEI)1. Vr i se procjena polarezrakoplova tj. procjenjuje se maksimalni koeficijent uzgona za istu konfiguraciju, te zakonfiguracije zrakoplova pri polijetanju, slijetanju te za konfiguraciju u prilazu. Zavr ni korak uovom dijelu prora una jest uskla ivanje svih podataka tj. odabiranje optimalne to ke u projektnomprostoru tj. u tzv. matching dijagramu. Tra i se to ka koja daje minimalni iznos povr ine krila tj.maksimalni wing loading, te minimalnu potrebnu snagu motora tj. maksimalni power loading.
2.3 Prora un ograni enja na temelju zadanih performansi
2.3.1 Procjena polare zrakoplovaParazitska i mokra povr inu izra unava se na temelju dolje navedenih regresijskih jednad bi:
wetSbaf 1010 loglog ⋅+= (3.21) [1_1]
TOwet WdcS 1010 loglog ⋅+= (3.22) [1_1]
Da bi izra unali slijede e jednad be bilo je potrebno odabrati regresijske koeficijente c i d.Regresijski koeficijenti c i d dobiveni su empirijski, a odabrani su iz tablice za kategorijudvomotornog zrakoplova pogonjenog propelerom prema (3.5) [1_1])
c = 0.8635
d = 0.5632
Koeficijent trenja c f odabiremo iz dijagrama (3.21a) [1_1]:
fc = 0.006
Korelacijske koeficijente a & b, odabrani su iz tablice (3.4) [1_1]:
a = - 2.2218
b = 1.0
wetS se dobiva iz regresijske jednad be
cdTOwet WS 10⋅= (3.22) [1_1]
1156=wetS ft2
1 AEO (eng. All Engines Operating) – re im leta sa svim ispravnim motorima
OEI (eng. One Engine Inoperative) – re im leta sa jednim neispravnim motorom
Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama
Tim Nixxa 2006 46
Tablica T.02.1 Baza podataka za sli ne A/C
ZRAKOPLOV Picture Wing area[m2]
Aspectratio
Wingloading[kg/m2]
Power per oneengine [kW]
Izvor
Britten-Norman BN-2Islander 30,19 7,4 99,2 194 [4] / str. 216
Rockwell ShrikeCommander 22,5 8,0 136,1 216
[4] / str.780
[5_6]
SIAI-MarchettiSF.600TP 24 6,2 137,5 313
[4] / str.801
[5_7]
Vulcanair VA 300 18,60 7,7 153,2 224[2_1997] / str. 326
[2_2004]/str.326 (pdf.373)
Beech King Air B200 28,15 9,8 198,9 634[2_1997] / str. 568
[2_2004]/str.569 (pdf.616)
Reims F406 Caravan2 23,48 9,7 187,4 373
[2_2004]/str.153 (pdf.200)
[5_2]
Harbin Y11/12 34 8,5 102,9 260 [5_3]
Piper PA-60 Aerostar 16,5 7,3 151,2 215 [5_4]
Partenavia P-68 18,6 7,7 105,4 155 [5_5]
Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama
Tim Nixxa 2006 47
Prema izrazu (3.21) [1_1] dobiva se ekvivalentna parazitska povr ina:ab
wetSf 10⋅= iz (3.21) [1_1]
937.6=f ft2
Aspektni odnos ( Sb /2 ), pretpostavljen je na temelju srednje vrijednosti aspektnih odnosa zasli ne zrakoplove prema tablici T.02.1.
A = 8
U daljnjem prora unu, kori ten je 10=A , jer nam matching dijagram sa tim aspektnimodnosom daje povoljniji podoban prostor, a. izvedba takvog krila sa 10=A mogu a uz upotrebumodernih materijala.
Povr ina krila ( S ), pretpostavljena je na temelju srednje vrijednosti povr ina krila za sli nezrakoplove navedene u tablici T.02.1.
S = 258.36 ft2
Pretpostavljena je polara oblika parabole prema jednad bi 3.19) [1_1]:
eACCC L
DD ⋅⋅+=
π
2
0 (3.19) [1_1]
Da bi se izra unao otpor pri nultom uzgonu 0DC kre e se od jednad be(3.20) [1_1]:
SfCD =0 , gdje je f ekvivalentna parazitsku povr ina, a S povr ina krila (3.20) [1_1]
0.04680.020.02685 =+=DOC 2
Prema tablici (3.6) [1_1], odabrane vrijednosti za 0DC∆ i e prikazane su u tablici T.02.2.
Tablica T.02.2 Odabrane vrijednosti za 0DC∆ i e
Prirast koeficijenta otpora pri nultom uzgonu za istu konfiguraciju cleanDC 0∆ 0,000
Prirast koeficijenta otpora pri nultom uzgonu za zakrilca u polo aju za polijetanje flapsTODC 0∆ 0,015
Prirast koeficijenta otpora pri nultom uzgonu za zakrilca u polo aju za slijetanje flapsLDC 0∆ 0,065
Koeficijent efikasnosti krila za istu konfiguraciju cleane 0,82
Koeficijent efikasnosti krila za zakrilca u polo aju za polijetanje flapsTOe 0,78
Koeficijent efikasnosti krila za zakrilca u polo aju za slijetanje flapsLe 0,73
2 U nulti otpor uklju en prirast otpora zbog fiksnog stajnog trapa (dodatak od 0.02)
Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama
Tim Nixxa 2006 48
Uva avaju i odabrane vrijednosti, prema (3.19) [1_1], tablici (3.6) [1_1] te tablici T.02.2 slijedi:
• Ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonu za istu konfiguraciju:
0.046850000 ==∆+= DcleanDDcleanD CCCC
• Ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonu za konfiguraciju pri polijetanju:
06185.0000 =∆+= flapsTODDTOD CCC
• Ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonu za konfiguraciju pri slijetanju:
11185.0000 =∆+= flapsLDDLD CCC
• Ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonu za konfiguraciju u prilazu pisti:
08685.02
0000 =
∆+∆+= flapsLDflapsTOD
DapproachDCC
CC
2.3.1.1 Polara za istu konfiguraciju
22
0 038818.00.04685 Lclean
LcleanDcleanD C
eACCC ⋅+=⋅⋅
+=π
2.3.1.2 Polara za konfiguraciju pri polijetanju
22
0 040809.006185.0 LcleanTO
LTODTOD C
eACCC ⋅+=
⋅⋅+=
π
2.3.1.3 Polara za konfiguraciju pri slijetanju
22
0 043604.011185.0 LcleanL
LLDLD C
eACCC ⋅+=⋅⋅
+=π
2.3.1.4 Polara za konfiguraciju u prilazu
22
0 04216.008685.0
2
LcleanLcleanTO
LcleanDapproachD Cee
A
CCC ⋅+=+
⋅⋅+=
π
Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama
Tim Nixxa 2006 49
Dijagram D.02.1 Dijagram koeficijenata uzgona i otpora za razli ite re ime leta zrakoplova
Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama
Tim Nixxa 2006 50
2.3.2 Dimenzioniranje za zadanu duljinu polijetanjaDuljina polijetanja ovisi o nadmorskoj visini. Uvjeti za letenje najpovoljniji su na razini
mora zbog najve e gusto e zraka. Ujedno e i snaga motora biti najve a, a samim time i duljinapolijetanja bit e najmanja. U matching dijagramu bit e prikazane dvije krivulje (za visinu na nultojnadmorskoj visini te na visini od 5000 ft (1500 m)), kako bi se vidio razli it utjecaj na podobanprostor.
2.3.2.1 Dimenzioniranje za zadanu duljinu polijetanja na razini moraDimenzioniranje za duljinu staze pri polijetanju radi se prema propisima zadanim prema
FAR-u 23. Re im leta pri polijetanju prikazan je u Tablici T.02.3:
Tablica T.02.3 Re im leta pri polijetanju
ZAKRILCA polijetanje
PODVOZJE fiksno (spu teno)
SNAGA AEO polijetanje
VISINA 0 ft
Prema zahtjevu misije duljina zalijetanja po pisti (eng. take-off groundrun) iznosi 900 ft.
009TOG =S ft
Ukupna duljina polijetanja (eng. take-off) prema 3.5 [1_1] iznosi:
TOGTO 66.1 SS ⋅= (3.5) [1_1]
1494TO =S ft
Slika S.02.1 Definiranje staze za polijetanje prema FAR-u 23
Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama
Tim Nixxa 2006 51
Parametar polijetanja (TOP3) za zrakoplove prema propisu FAR-u 23, iznosi premajednad bi (3.5) [1_1]:
22323TOG 009.09.4 TOPTOPS ⋅+⋅= (3.5) [1_1]
018.0036.09.49.4 2
23TOGS
TOP⋅++−
=
04.14523 =TOP lb2/(ft2.hp)
Take-off groundrun TOGS , proporcionalan je wing loadinguTOS
W
te power loadingu
TOPW
te prema (3.2) [1_1] iznosi:
23max
TOGTOP
CP
WS
W
STOL
TOTO =⋅
⋅
≈σ
(3.2) [1_1]
Preure enjem jednad be (3.2) [1_1] izrazit e se power loading kao funkcija wing loadingate e se ta ovisnost prikazati u matching dijagramu. Pretpostavljeno je da je vrijednost σ (omjergusto e zraka na visini piste (0 ft) i razini mora) jednaka 1. U zahtjevima misije zadana je duljinazalijetanja po pisti (eng. take-off groundrun), a jedine nepoznanice su wing loading i power loading.
TO
TOL
TO
SW
CTOPP
W
⋅⋅<
max23 σ (3.2) [1_1]
TO
TO
SWP
W
<
577.304
Konstanta TOLC max pretpostavljena je iz tablice (3.1) [1_1], tj. uzeta je maksimalnanavedena vrijednost koja iznosi 2.1, jer u specifikaciji misije imamo zadan zrakoplov sa STOLkarakteristikama.
3 TOP (eng. Take-off Parameter) – parametar kod polijetanja
Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama
Tim Nixxa 2006 52
2.3.2.2 Dimenzioniranje za zadanu duljinu polijetanja na visini 5000 ftDimenzioniranje za zadanu duljinu polijetanja vr i se na potpuno jednak na in kao i
dimenzioniranje za polijetanje na razini mora (v. Poglavlje 2.3.2.1). Jedina razlika je u ulaznompodatku σ . Izra unato je da vrijednost σ (omjer gusto e zraka na visini piste (5000 ft) i razinimora) iznosi 0.86166. Tada power loading izra en kao funkcija wing loadinga prema (3.2) [1_1]iznosi:
TO
TOL
TO
SW
CTOPP
W
⋅⋅<
max23 σ (3.2) [1_1]
TO
TOS
WPW
<
975.124
Vidi se da je power loading izra en u ovisnosti o wing loadingu (za visinu polijetanja 5000ft) o triji kriterij od onoga za visinu polijetanja na razini mora. To zna i da zadovoljavanje zazadanu duljinu polijetanja na visini 5000 ft zna i da zrakoplov zadovoljava i za polijetanje na razinimora. Kada bi se odabrala kombinacija power i wing loadinga na rubu podobnog prostoraograni enog sa krivuljom za zadanu duljinu polijetanja na razini mora, tada bi zrakoplov mogaopoletjeti samo sa te visine, osim ako bi zrakoplov polijetao sa nekim promijenjenim parametrima(npr. sa manjom TOW , sa pove ane duljine piste, sa piste s uzdu nim nagibom prema dolje, umeteorol kim uvjetima u kojima je pove ana gusto a zraka (npr. u hladnim danima), u uvjetimapolijetanja sa jakim eonim vjetrom itd.).
2.3.3 Dimenzioniranje za zadanu duljinu slijetanjaDimenzioniranje za duljinu staze pri slijetanju radi se prema propisima zadanim prema FAR-
u 23. Re im leta pri slijetanju prikazan je u Tablici T.02.4Tablica T.02.4 Re im leta pri slijetanju
ZAKRILCA slijetanje
PODVOZJE fiksno (spu teno)
SNAGA AEO slijetanje
VISINA 0 ft
Prema zahtjevu misije duljina zaustavljanja po pisti (eng. landing groundrun) iznosi 900 ft.
009LG =S ft
Ukupna duljina slijetanja (eng. landing) prema 3.13 [1_1] iznosi:
Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama
Tim Nixxa 2006 53
LGL 98.1 SS ⋅= (3.13) [1_1]
1782L =S ft
Brzina pri kojoj dolazi do sloma uzgona u konfiguraciji za slijetanje (eng. stall speed inlanding configuration), prema jednad bi (3.12) [1_1] iznosi:
265.0LG
LSSV = (3.12) [1_1]
ktsVLS 277.58=
Brzina prila enja (eng. approach speed), prema jednad bi (3.16) [1_1] iznosi:
LSA VV ⋅= 3.1 (3.11) [1_1]
ktsVA 76.75=
Slika S.02.2 Definiranje staze za slijetanje prema FAR 23
Prema (3.1) [1_1], izveden je izraz za optere enje krila pri slijetanjuLS
W
:
295.01
2
max LSL
LSL
L
VC
SW ⋅⋅
<
⋅
ρ , faktor 0.95 zbog 95.0=
TO
L
WW (3.1) [1_1]
262.30<
LSW f2
Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama
Tim Nixxa 2006 54
Kao to se mo e primijetiti, wing loading pri slijetanju ne ovisi o power loadingu, stoga e umatching dijagramu linija biti konstantna, neovisna o power loadingu (jer je gusto a zraka na nultojnadmorskoj visini konstantna kao i brzina sloma uzgona kod slijetanja koja pak ovisi samo ozadanoj duljini sletne staze).
2.3.4 Dimenzioniranje za ograni enja pri penjanjuProra un za ograni enja pri penjanju uzima u obzir slijede e FAR propise:
FAR 23.67 (b) (1)4 , FAR 23.67 (b) (2)5 te FAR 23.77 (b)6. Navedeni FAR propisi odnose se nanormalne, namjenske (eng. utility) i akrobatske zrakoplove sa klipnim ili turbinskim pogonom samaksimalnom te inom iznad 6000 lb (2722 kg).
2.3.4.1 Ograni enja prema FAR 23.67 (b) (1)Zrakoplov mora imati primjetan pozitivni kut penjanja do visine od 400 ft (122 m) iznad
mjesta polijetanja sa slijede om konfiguracijom:
• Zakrilca se nalaze u polo aju za polijetanje (eng. wing flaps in the takeoff position(s)).
• Stajni trap u na em slu aju je fiksan. U slu aju da imamo uvla ivo podvozje ono bi moralobiti u uvu enom stanju (eng. landing gear retracted).
• Kriti ni motor je neoperativan (OEI), a lopatice propelera postavljene na no (critical engineinoperative and its propeller in the minimum drag position), dok je snaga na ostalom motoru(tj. motorima ako je ukupni broj motora ve i od dva), postavljena na maksimalnu mogu u tj.na snagu za polijetanje (eng. remaining engine(s) at takeoff power).
Iz navedenih ograni enja slijedi:
001.01 =B23.67CGR - primjetan pozitivni kut penjanja
2.0CC 1 −= L maxTOBL 23.67 - smanjen koeficijent uzgona (zbog sigurnosti)
flapsTODDOB23.67D CCC 010 1.1 ∆+⋅= - pove an koeficijent otpora zbog OEI
flapsTOB23.67 e=1e
1
21
101C
B23.67
BL 23.67B23.67DB23.67D eA
CC⋅⋅
+=π
(3.19) [1_1]
FAR 23.67 (b) (1) 4
http://www.airweb.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgFAR.nsf/0/2459CA427595FBF685256687006BC958?OpenDocument
FAR 23.67 (b) (2) 5
http://www.airweb.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgFAR.nsf/0/2459CA427595FBF685256687006BC958?OpenDocument
FAR 23.77 (b) 6
http://www.airweb.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgFAR.nsf/0/FC5781A02AE021A385256687006C49BD?OpenDocument
Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama
Tim Nixxa 2006 55
( )1
1167.23
CD
LB23.67D
BL 23.67B C=
Gradijent penjanja CGR 7, prema (3.28) [1_1] definiran je kao:
Vdt
dhCGR = (3.28) [1_1]
Parametar gradijenta penjanjaCGRP 8, prema (3.29) [1_1] i (3.30) [1_1] definiran je kao:
( )( )2
1
1
167.23DL
L
B
C
CGRCGRP
−+
= (3.29) [1_1]
21
21
97.18
⋅
⋅⋅=
SW
PW
CGRP P ση(3.30) [1_1]
Power loadingPW , mo e se izraziti prema (3.29) [1_1] i (3.30) [1_1] u ovisnosti o wing
loadingu, efikasnosti propelera Pη , omjeru gusto e zraka σ (omjer gusto e zraka na visini 400 ft i
razini mora), parametru gradijenta penjanja CGRP te o omjeru uzgona i otpora ( )167.23D
LB
i iznosi:
( )( ) 21
1
167.23
212
1
DL
97.18
⋅
+
⋅⋅⋅=
−
SWCGR
CPW
B
LP ση
2.3.4.2 Ograni enja prema FAR 23.67 (b) (2)Zrakoplov mora imati ustaljeni kut penjanja ne manji od 0.75 posto na visini do 1500 ft
(457m) iznad mjesta polijetanja ili slijetanja sa slijede om konfiguracijom:
• Zakrilca se nalaze u uvu enom polo aju (eng. wing flaps retracted).
• Stajni trap u na em slu aju je fiksan. U slu aju da imamo uvla ivo podvozje, ono bi moralobiti u uvu enom stanju (eng. landing gear retracted).
• Kriti ni motor je neoperativan (OEI), a lopatice propelera postavljene na no (eng. criticalengine inoperative and its propeller in the minimum drag position), dok je snaga na ostalommotoru (tj. motorima ako je ukupni broj motora ve i od dva), postavljena na maksimalnukontinuiranu snagu (eng. maximum continious power).
7 CGR (eng. Climb gradient) – gradijent penjanja8 CGRP (eng. Climb gradient parameter) – parametar gradijenta penjanja
Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama
Tim Nixxa 2006 56
Iz navedenih ograni enja slijedi:
2.0CC 2 −= L maxTOBL 23.67 - smanjen koeficijent uzgona (zbog sigurnosti)
1.120 ⋅= DOB23.67D CC - pove an koeficijent otpora zbog OEI
cleanB23.67 e=2e
2
22
202C
B23.67
BL 23.67B23.67DB23.67D eA
CC⋅⋅
+=π
(3.19) [1_1]
( )2
2267.23
CD
LB23.67D
BL 23.67B C=
0075.02 =B23.67CGR - kut penjanja ne manji od 0.75 posto
Gradijent penjanja CGR , prema (3.28) [1_1] definiran je kao:
Vdt
dhCGR = (3.28) [1_1]
Parametar gradijenta penjanjaCGRP , prema (3.29) [1_1] i (3.30) [1_1] definiran je kao:
( )( )2
1
1
267.23DL
L
B
C
CGRCGRP
−+
= (3.29) [1_1]
21
21
97.18
⋅
⋅⋅=
SW
PW
CGRP P ση (3.30) [1_1]
Power loadingPW , mo e se izraziti prema (3.29) [1_1] i (3.30) [1_1] u ovisnosti o wing
loadingu, efikasnosti propelera Pη , omjeru gusto e zraka σ (omjer gusto e zraka na visini 1500 ft i
razini mora), parametru gradijenta penjanja CGRP te o omjeru uzgona i otpora ( )267.23D
LB
i iznosi:
( )( ) 21
1
267.23
212
1
DL
97.18
⋅
+
⋅⋅⋅=
−
SWCGR
CPW
B
LP ση
Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama
Tim Nixxa 2006 57
2.3.4.3 Ograni enja prema FAR 23.77 (b)Zrakoplov mora imati ustaljeni kut penjanja ne manji od 2.5 posto nakon "balked landing-a":
• Zakrilca se nalaze u polo aju za slijetanje (eng. wing flaps in the landing position).
• Stajni trap u na em slu aju je fiksan. U slu aju da imamo uvla ivo podvozje ono bi moralobiti u izvu enom stanju (eng. landing gear extended).
• Maksimalna naga na motoru (tj. motorima ako je ukupni broj motora ve i od jedan),postignuta nakon 8 sekundi od trenutka kad je palica snage motora postavljena iz nultogpolo aja na maksimalni.
Iz navedenih ograni enja slijedi:
2.0CC77
−= L maxTOL 23. - smanjen koeficijent uzgona (zbog sigurnosti)
flapsTODDOD CCC23. 00 77
∆+=
flapsL23. e=77e
77
2
077
7777
C
23.
LDD eA
CC 23.23.23. ⋅⋅
+=π
(3.19) [1_1]
( )77
77C
DL
77 23.
23.
D
L
23. C=
0025.077 =23.CGR - kut penjanja ne manji od 0.25 posto
Parametar gradijenta penjanjaCGRP , prema (3.29) [1_1] i (3.30) [1_1] definiran je kao:
( )2
1
1
77DL
L
23.
C
CGRCGRP
−
+
= (3.29) [1_1]
21
21
97.18
⋅
⋅⋅=
SW
PW
CGRP P ση(3.30) [1_1]
Power loadingPW , mo e se izraziti prema (3.29) [1_1] i (3.30) [1_1] u ovisnosti o wing
loadingu, efikasnosti propelera Pη , omjeru gusto e zraka σ (omjer gusto e zraka na visini 400 ft i
razini mora), parametru gradijenta penjanja CGRP te o omjeru uzgona i otpora ( )77D
L23.
i iznosi:
( ) 211
77
212
1
DL
97.18
⋅
+
⋅⋅⋅=
−
SWCGR
CPW
23.
LP ση
Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama
Tim Nixxa 2006 58
2.3.5 Dimenzioniranje za zadano vrijeme penjanjaDimenzioniranje za zadano vrijeme penjanja vr i se sa usvojenom pretpostavkom o linearnoj
ovisnosti brzine penjanja i visine penjanja prema slici (3.26) [1_1]. Plafon leta 30000=absh ft,odabran je za zrakoplov sa komercijalnim turboprop pogonom prema tablici (3.7) [1_1]. Visina leta,tj. visina na koju se zrakoplov mora popeti iznosi: 12000=h ft. Za dimenzioniranje za zadanovrijeme penjanja, potrebno je specificirati tj. izabrati potrebno vrijeme penjanja.
Za zadanu visinu penjanja na 12000 ft, za prvu iteraciju prora una izabrano je potrebnovrijeme 10=clt min i aspektni odnos 8=A . Potrebna snaga motora iznosila je 328=engineoneP HP.U drugoj iteraciji izabrano je potrebno vrijeme 9=clt min. Potrebna snaga motora iznosila je
358=engineoneP HP. U tre oj iteraciji izabrano je potrebno vrijeme 8=clt min, ime je zahtjev zapotrebnom snagom motora pove an na 395=engineoneP HP.
Vidi se da smanjenje potrebnog vremena penjanja sa 10=clt min na 8=clt min pove avapotrebnu snagu motora engineoneP sa 328 na 395 HP.
U tre oj iteraciji izabrano je potrebno vrijeme 9=clt min te je ujedno pove an aspektniodnos sa 8=A na 10=A , ime je zahtjev za snagom motora uspje no smanjen s
358=engineoneP HP na 340=engineoneP HP.
Brzina penjanja RC 9 mo e se izraziti pomo u parametra brzine penjanja RCP 10 prema(3.23) [1_1]:
RCPdtdhRC ⋅== 33000 (3.23) [1_1]
Brzina penjanja na razini mora, 0RC mo e se izraziti prema (3.33) [1_1]:
1
0 1ln−
−⋅
=
absclabs
hh
thRC (3.33) [1_1]
Maksimalni omjer uzgona i otpora prema (3.27) [1_1] (izveden iz (3.25) [1_1] i (3.26) [1_1])iznosi:
41
43
max
23 )(345.1
DD
L
C
eAC
C ⋅⋅=
(3.27) [1_1]
⋅
⋅
−
=2
1
max
23
21
19 σ
η
DL
P
CC
SW
PWRCP (3.24) [1_1]
9 RC (eng. Rate of climb) – brzina penjanja10 RCP (eng. Rate of climb Parameter) – parametar brzine penjanja
Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama
Tim Nixxa 2006 59
Power loadingPW , mo e se izraziti prema (3.24) [1_1] u ovisnosti o wing loadingu,
efikasnosti propelera Pη , omjeru gusto e zraka σ ( 1=σ ), te o maksimalnom omjeru uzgona iotpora i iznosi:
⋅
⋅
+
=
21
max
23
21
19 σ
η
DL
P
CC
SW
RCP
PW hplb
2.3.6 Dimenzioniranje za brzinu krstarenjaBrzina krstarenja za zrakoplove pogonjene propelerom, esto se ra una za 75-80 % ukupne
snage motora. Uzev i tu injenicu u obzir, prema (3.51) [1_1] brzina krstarenja proporcionalna je:
31
1
0
⋅⋅
≈
−
D
Pcr C
PW
SW
Vσ
η(3.51) [1_1]
Uvodi se parametar PI 11 prema (3.53) [1_1]:
31
⋅=
PW
SW
IPσ
(3.53) [1_1]
Prema dijagramu (3.29) [1_1], parametar snage PI iznosi:
00.1=PI
Power loadingPW mo e se izraziti u ovisnosti o parametru snage PI te o parametru σ
(omjer gusto e zraka na visini 10000 ft i razini mora, 7385.0=σ ) i prema (3.53) [1_1] iznosi:
7385.03SW
ISW
PW
P
=⋅
=σ
hplb
Slijedi zaklju ak da krivulja ograni enja za brzinu krstarenja nema utjecaj na ograni avanjepodobnog prostora.
11PI (eng. power index) – parametar snage
Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama
Tim Nixxa 2006 60
2.4 Matching dijagram sa svim ograni enjimaU matching dijagramu (tj. u dijagramu podobnog prostora) prikazano je osam krivulja:
• Ograni enja za zadanu duljinu polijetanja:
o Ograni enje za zadanu duljinu polijetanja na razini mora (Poglavlje 2.3.2.1)
o Ograni enje za zadanu duljinu polijetanja na visini 5000 ft (Poglavlje 2.3.2.2)
• Ograni enje za zadanu duljinu slijetanja (Poglavlje 2.3.3)
• Ograni enja pri penjanju:o Ograni enja prema FAR 23.67 (b) (1) (Poglavlje 2.3.4.1)
o Ograni enja prema FAR 23.67 (b) (2) (Poglavlje 2.3.4.2)
o Ograni enja prema FAR 23.77 (b) (Poglavlje 2.3.4.3)
• Ograni enje za zadano vrijeme penjanja (Poglavlje 2.3.5)
• Ograni enje za brzinu krstarenja (Poglavlje 2.3.6)
U matching dijagramu (Dijagram D.02.2) tra i se optimalno rje enje u podobnom podru ju(nepodoban prostor rafiran je tj. ozna en x- ima), tj. tra i se to ka sa:
§ maksimalnom vrijedno u power loadingaPW (omjerom mase i snage motora) tj.
to ku sa minimalnom potrebnom snagom motora
§ maksimalnom vrijedno u wing loadingaSW (omjerom mase i povr ine krila) tj.
to ku sa minimalnom potrebnom povr inom krila.
Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama
Tim Nixxa 2006 61
Dijagram D.02.2 Matching dijagram
Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama
Tim Nixxa 2006 62
Dijagram D.02.3 Matching dijagram (pove anje)1
Kada bi se striktno pridr avao osnovni uvjet naveden u specifikaciji misije (avion zaturisti ko razgledavanje), ne bi bilo potrebno crtati slijede e krivulje: Ograni enje za zadanu duljinupolijetanja na visini 5000 ft, Ograni enje za zadano vrijeme penjanja te Ograni enje za brzinukrstarenja. Podoban prostor u tom bi slu aju bio odre en dvjema krivuljama (krivuljom ograni enjaza zadanu duljinu slijetanja te krivuljom ograni enja za zadanu duljinu polijetanja na razini mora).
Za gore navedeni podoban prostor optimalno rje enje iznosi:
Ø potrebna snaga po jednom motoru: 400=engineoneP HP
Ø ukupna povr ina krila: 265=S ft2
Sa dijagrama je vidljivo da odre en podoban prostor definiraju tri krivulje (krivuljaograni enja za zadanu duljinu polijetanja na visini 5000 ft, krivulja ograni enja za zadanu duljinuslijetanja te krivulja ograni enja za zadano vrijeme penjanja.
1 Novi Matching dijagram nalazi se u Izvje taju 5, Poglavlje 5.3 (Dijagram D.05.1)
Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama
Tim Nixxa 2006 63
Za gore navedeni podoban prostor optimalna rje enja iznose:
Ø prema wing loadingu ("mali tro kovi proizvodnje"):
464=engineoneP HP
266=S ft2
Ø prema power loadingu ("mali tro kovi eksploatacije"):
340=engineoneP HP
363=S ft2
Cilj je odabrati optimalnu to ku koja ima najve i power loading te najve i wing loading.Odabrano je rje enje koje je izme u optimalnog rje enja odabranog prema wing loadingu te premapower loadingu. Razlog toj odluci le i u injenici da je osnovna namjena zrakoplova turisti korazgledavanje, a u toj eksploataciji zrakoplova ja i motori tj. vi ak snage (koristan kod penjanjazrakoplova na visinu od 12000 ft (3.6 km) tj. u eksploataciji kao zrakoplov za bacanje padobranaca)zna i ujedno i pove anu potro nju goriva po jedinici vremena. Odlu eno je da je va no izabratimotore optimalne za eksploataciju zrakoplova u turisti ke svrhe, jer ostvariti dobre karakteristike upenjanju mo e se posti i i dobrom aerodinamikom. Eksploatacija u turisti ke svrhe vremenski jepuno dulja (endurance 2=E h) od eksploatacije za bacanje padobranaca (vrijeme penjanja
9=clt min). U eksploataciji kao zrakoplov za bacanje padobranaca, motori se ionako koriste samo u50% vremena, jer je u spu tanju zrakoplova snaga motora postavljena na minimalnu. Odabranimotori sa manjom snagom ujedno e biti i manje mase, a i vibracije i buka koju proizvodi trebale bibiti manje.
Smanjenje wing loadinga, tj. pove anje povr ine krila S , sa 266 na 363 ft2, usprkos injeniciu pove anoj cijeni proizvodnje zrakoplova, opravdano je jer je uspje no smanjena snaga motora
engineoneP , s 464 na 340 HP, odnosno ukupna potrebna snaga P , s 928 na samo 680 HP. Smanjenjeukupne snage motora na 680=P HP, jako e smanjiti potro nju goriva po jedinici vremena tj.operativni tro kovi (tro kovi eksploatacije zrakoplova) bit e drasti no smanjeni.
Zbog gore navedenih razmatranja odabrano rje enje iznosi:
Ø potrebna snaga po jednom motoru: 350=engineoneP HP
Ø ukupna povr ina krila: 360=S ft2
Za daljnji prora un osvojene su slijede e vrijednosti1:
350=engineoneP HP 45.11=PW lb/hp
360=S ft2 30.22=SW lb/ ft2
10=A
1 Za kona ne vrijednosti vidi Izvje taj 5, Poglavlje 5.3
Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama
Tim Nixxa 2006 64
2.5 Izvje taj o radu
Razrada zadatkaProgramiranje
(Matlab)
Crtanje
(CorelDRAW)Izrada izvje taja
Izvje taj 2Danijel Vujica
Danijel Posavec
Danijel Vujica
Danijel Posavec
Nikolina Bari
Filip Bundalo
Nikolina BariDanijel Vujica
Danijel Posavec
2.6 Zaklju ciZbog trenda rasta cijene goriva odlu ili smo napraviti kompromis. Zrakoplov ima pove anu
ukupnu povr inu krila (ve i tro kovi proizvodnje zrakoplova). No, ujedno zrakoplov ima motoremanje snage (smanjena potro nja goriva po jedinici vremena tj. operativni tro kovi su manji, tesmanjena nabavna cijena motora zbog manje jedini ne snage).
Vrijednosti koeficijenata uzgona LC , uzete su kao maksimalne mogu e, jer u specifikacijimisije zadan je zrakoplov sa STOL karakteristikama. Te velike vrijednosti koeficijenata uzgonarealizirat e se pomo u ure aja za pove anje uzgona (eng. High lift devices).
2.7 Literatura[1_1] Roskam, J., "Airplane Design (Part I: Preliminary Sizing of Airplanes)", DARcorporation,
Lawrence, Kansas, 1985.
[2_1997] Taylor, J., "Jane's All The World Aircraft, Jane's, 1997-98.[2_2004] Taylor, J., "Jane's All The World Aircraft, Jane's, 2004-05.
[3] Raymer, D.P., "Aircraft design: A Conceptual Aproach", AIAA, Ohio, 1992.
[4] Donald, D., "The encyclopedia of World aircraft", Prospero Books, 1998.
[5_1] http://www.aoc.noaa.gov/aircraft_otter.htm
[5_2] http://www.benair.com/aircraft/oypbg.htm
[5_3] http://www.airliners.net/info/stats.main?id=241
[5_4] http://www.airliners.net/info/stats.main?id=317
[5_5] http://www.airliners.net/info/stats.main?id=293
[5_6] http://www.airliners.net/info/stats.main?id=343
[5_7] http://www.airwar.ru/enc/craft/sf600.html
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 65
3 Odabir konfiguracije
3.1 Lista simbola
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
PD m ft promjer propelera
CAh / m ft visina zrakoplova
fd m ft promjer trupa zrakoplova
fl m ft duljina zrakoplova
fcl m ft duljina zadnjeg konusnog dijela zrakoplova
pn - - broj krakova propelera
blP 2mkW 2ft
HP optere enje po jednom kraku propelera
fcθ - - kut zadnjeg konusnog dijela zrakoplova
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 66
3.2 UvodOvo je tre i izvje taj o projektiranju zrakoplova u kojem se vr i odabir konfiguracije.
Nakon diskusije o faktorima koji imaju utjecaj na projektirani zrakoplov, vr i se komparativnastudija zrakoplova sa sli nom misijom i performansama, te odabire pogonski sustav, konfiguracijakrila, konfiguracija stabilizacijskih povr ina te konfiguracija podvozja zrakoplova. Na krajuizvje taja dana je predlo ena konfiguracija zrakoplova koji se koristi za turisti ka razgledavanja teza bacanje padobranaca.
3.3 Diskusija o faktorima koji imaju utjecaj na projektirani zrakoplov
3.3.1 Lista faktora za zna ajnim utjecajemFaktori koji imaju zna ajan utjecaj zbog specifi nosti zadane misije zrakoplova:
• STOL karakteristike
• Preglednost iz putni ke kabine
• Brzina penjanja
• Lako iskakanje padobranaca iz zrakoplova
3.3.2 DiskusijaØ STOL karakteristike:
Prema zahtjevu misije duljina zalijetanja po pisti, TOGS iznosi 900 ft. Mogu nost uzlijetanja islijetanja sa kratkih pista, zrakoplov e mo i ostvariti jer su uvjeti takve namjene zrakoplova Nixxezadovoljeni u drugom izvje taju sa odabranim omjerom power loading-a i wing loading-a (tj.odabranom snagom motora i povr ine krila) te odabranim koeficijentima uzgona. Velike vrijednostikoeficijenata uzgona realizirat e se pomo u ure aja za pove anje uzgona (eng. High lift devices),odabirom kvalitetnog aeroprofila (vidi 4. izvje taj), te ugradnjom wingleta na krilo zrakoplova.
Za daljnji prora un kori tene su slijede e vrijednosti1:
45.11=PW hplb 350=engineoneP HP
30.22=SW 2ftlb 360=S ft2
5.2C =L maxTO 1.2=L maxLC
1 Za kona ne vrijednosti vidi Izvje taj 5, Poglavlje 5.3.
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 67
Ø Preglednost iz putni ke kabine:
Zbog zadane misije za panoramska razgledavanja uzeta je velika povr ina prozora radi boljepreglednosti iz putni ke kabine. Prozori su pravokutni sa zaobljenjima na kutovima radi smanjenjakoncentriranih naprezanja. Zbog velike povr ine potrebno je oja ati prozore, to bi imalo zaposljedicu neznatno pove anje mase praznog zrakoplova.
Odabrana je izvedba sjedala u dva reda radi boljeg pogleda kod kori tenja zrakoplova uturisti ke svrhe tj. kod panoramskih letova. Tako er su odabrana lako demontiraju a sjedala(pomo u kop i), kako bi se prilikom kori tenja zrakoplova za izbacivanje padobranaca mogla lakoukloniti, ime se omogu uje ve i prostor za padobrance te smanjenje prazne mase zrakoplova(pove ana masa korisnog tereta tj. mogu nost eventualnog kori tenja zrakoplova za izbacivanjeve eg broja padobranaca, npr. 10 padobranaca).
Ø Brzina penjanja:
Zbog namjene zrakoplova za bacanje padobranaca, u faktore sa zna ajnim utjecajem spadabrzina penjanja. U drugom izvje taju izra unata je brzina penjanja zrakoplova na razini mora:
1700=RC ft/min
Ø Lako iskakanje padobranaca iz zrakoplova:
Zbog namjene zrakoplova za bacanje padobranaca, po eljno je da zrakoplov pru apadobrancima mogu nost lakog i brzog iskakanja. Tu kvalitetu zrakoplova mo e se lako ostvaritikliznim vratima (pomi na rampa nepotrebno bi pove ala masu praznog zrakoplova).
Zrakoplov e imati ugra ena klizna vrata (unutar zrakoplova) radi lak eg ukrcavanja putnikate lak e i bolje mogu nosti izvedbe iskakanja grupe padobranaca. Pri kori tenju zrakoplova zaiskakanje padobranaca ne e biti potrebno skidanje vrata, to bi bilo potrebno ako se ne bi ugradilaklizna vrata, a samim time (zbog smanjenje buke), komfor za padobrance te pilota i kopilota bit euvelike pove an.
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 68
3.4 Komparativna studija zrakoplova sa sli nom misijom i performansama
3.4.1 Komparativna analiza masa, performansi i geometrije sli nih zrakoplova
Tablica T.03.1 Tabli na usporedba sli nih zrakoplova
Britten-NormanBN-2 Islander
Rockwell ShrikeCommander 500S
SIAI-MarchettiSF.600TP Vulcanair VA 300 Harbin Y11 B Partenavia P-68
TC
ft 35,63 42,98 39,86 31,33 39,37 30,68
Duljina, fl
m 10,86 13,10 12,15 9,55 12,00 9,35
ft 47,05 44,06 49,21 39,37 55,77 39,37
Raspon, b
m 14,34 13,43 15,00 12,00 17,00 12,00
ft 13,71 14,96 15,09 11,15 15,22 11,15Visinazrakoplova,
CAh / m 4,18 4,56 4,60 3,40 4,64 3,40
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 69
Britten-NormanBN-2 Islander
Rockwell ShrikeCommander 500S
SIAI-MarchettiSF.600TP Vulcanair VA 300 Harbin Y11 B Partenavia P-68
TC
Posada, crewn 2 2 2 2 2 2
Broj sjedalaPutnici,
putnikan 8 6 9 6 6 5
Smje taj visokokrilac visokokrilac visokokrilac visokokrilac visokokrilac visokokrilac
Krilo
Vitkost, A 6,80 8,00 6,20 7,70 8,50 7,70
ft2 324,96 242,19 258,33 200,21 365,97 200,21Povr ina krila,
Sm2 30,19 22,50 24,00 18,60 34,00 18,60
lb/ ft2 20,32 27,88 28,17 31,39 21,09 21,59Wing loading,
SW
kg/ m2 99,17 136,09 137,50 153,23 102,94 105,38
Tip podvozjaTricikl
neuvla i
Tricikl
uvla i
Tricikl
neuvla i
Tricikl
uvla i
Tricikl
neuvla i
Tricikl
neuvla i
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 70
Britten-NormanBN-2 Islander
Rockwell ShrikeCommander 500S
SIAI-MarchettiSF.600TP Vulcanair VA 300 Harbin Y11 B Partenavia P-68
TC
lb 3902 5340 4266 3814 4519 2646Masa praznog
zrakoplova, EWkg 1770 2422 1935 1730 2050 1200
lb 6601 6751 7275 6283 7716 4321Ukupna masazrakoplova,
TOW kg 2994 3062 3300 2850 3500 1960
Proizvo Lycoming Lycoming Allison Zoche TeledyneContinental
TextronLycoming
Pogon
Model O-540-E4C IO-540-E1B5 250-B17C/F ZO 02A TSIO-550-B TIO360C1A6D
HP 260 290 420 300 349 208Snaga motora,
engineonePkW 194 216 313 224 260 155
Tip repa na dnu ver.stabilizatora
na vrhu repa,ispod ver. stab.
po sredini repa,ispod ver. stab.
po sredini repa,ispod ver. stab.
po sredini repa,ispod ver. stab.
po sredini repa,ispod ver. stab.
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 71
Britten-NormanBN-2 Islander
Rockwell ShrikeCommander 500S
SIAI-MarchettiSF.600TP Vulcanair VA 300 Harbin Y11 B Partenavia P-68
TC
lb/HP 25,40 23,33 17,35 20,94 22,15 20,81Power loading,
PW
kg/kW 15,43 14,18 10,54 12,72 13,46 12,65
kts 143 176 155 177 127 165Brzina
krstarenja, crVkm/h 264 326 290 328 235 306
ft/min 970 1340 1800 1516 1100 1550Brzina penjanjana razini mora,
RC m/s 4,93 6,81 9,15 7,70 5,59 7,84
ft 13200 19400 24000 25000 19685 27000Plafon leta,
abshm 4023 5913 7315 7620 6000 8230
Tip propelera constant speed constant speed - constant speed,reversible pitch varijabilni constant speed
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 72
Britten-NormanBN-2 Islander
Rockwell ShrikeCommander 500S
SIAI-MarchettiSF.600TP Vulcanair VA 300 Harbin Y11 B Partenavia P-68
TC
ft - - - 6,23 - 6,05Promjer
propelera, PDm - - - 1,90 - 1,83
Nm 756 1034 1215 718 162 300Dolet samaksimalnom
masom korisnogtereta, R km 1400 1915 2250 1330 300 555
Broj krakova elise, pn 2 3 - 3 3 2
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 73
3.4.2 Usporedba konfiguracija sli nih zrakoplova
3.4.3 Prikaz projekcije (tlocrt, nacrt, bokocrt) sli nih zrakoplova
Slika S.03.1 Beech King Air
Slika S.03.2 Britten-Norman BN-2 Islander
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 74
Slika S.03.3 Partenavia P-68 TC
Slika S.03.4 Reims F406 Caravan 2
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 75
Slika S.03.5 Rockwell Shrike Commander 500S
Slika S.03.6 Vulcanair VA 300
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 76
3.4.4 DiskusijaSvi navedeni avioni, osim Vulcanaira imaju pravokutan popre ni presjek trupa, to doprinosi
boljem iskori tenju kabinskog prostora zrakoplova, unato ne to lo ijoj aerodinamici, koja sedjelomi no kompenzira zaobljenim rubovima. Drasti an primjer za ovo je Britten- Normanov Bn-2,koji ima gotovo potpuno pravokutni popre ni presjek krila, a i ukupno ima najlo iju aerodinamiku.Vulcanair jedini ima okrugli popre ni presjek trupa. Ovakav oblik mu daje najbolju aerodinamiku,me utim s obzirom da se radi o zrakoplovu koji u jednom redu ima dva sjedi ta jedno poreddrugoga, ovakav popre ni presjek ostavlja jako malo racionalno iskoristivog prostora.
Od odabranih aviona est zrakoplova su visokokrilci (Britten-Norman, Shrike Commander,SIAI-Marchetti, Vulcanair, Harbin i Partenavia). Ovi zrakoplovi ujedno se i koriste za panoramskaletenja, tako da takva konfiguracija najbolje odgovara projektiranom zrakoplovu prema zadanojmisiji. Dva su zrakoplova (Beech i Reims) niskokrilci, me utim tu se radi o poslovnim zrakoplovimaiji je prvenstveni naglasak na brzini leta, doletu i komforu, dok je samo jedan avion (Piper)
srednjekrilac. Ovdje se mora napomenuti kako je ovo izuzetno rijetka konfiguracija smje taja krilaza ovakav tip zrakoplova, zbog ote ane konstrukcije uslijed spajanja krila na trup, a i najlo ijegpogleda iz putni ke kabine prema van, s obzirom da krilo u ovom slu aju najvi e zaklanja pogled.Krila su bez strijele, pravokutnog ili trapeznog oblika.
Svi zrakoplovi imaju po dva motora u krilima sa vu nim elisama. Kod niskokrilaca su motoripostavljeni malo iznad ravnine krila, kako bi se pove alo rastojanje izme u elise i zemlje, a samimtime i smanjila duljina podvozja, dok su kod navedenih visokokrilaca motori uglavnom postavljeniili u ravninu ili malo ispod ravnine krila, kako bi se olak ao pristup motoru radi odr avanja.
Svi zrakoplovi imaju podvozje tipa tricikl, a samo dva tipa (SIAI-Marchetti i Paternavia)imaju fiksno podvozje, dok ostali imaju uvla ivo. Kod niskokrilaca je uvla enje podvozja izvedeno ugondole motora, dok je kod visokokrilaca to izvedeno ili uvla enjem u trup, kao na primjeruVulcanaira gdje se kota i uvla e u posebno aerodinami ki profilirane gondole na trupu, iliuvla enjem u gondole motora (Shrike commander i Britten-Norman). Kod ovih visokokrilaca kodkojih se kota i uvla e u gondole motora, podvozje mora biti vr e, to doprinosi pove anju masepodvozja, a isto tako i ve oj osjetljivosti na polijetanje sa neasfaltiranih staza (poput travnatih pistakakvima se koristi ve ina aeroklubova). Kod navedena dva zrakoplova koji imaju fiksno podvozje,spojevi izme u podvozja i trupa su izvedeni s aerodinami kim prijelazom, a i kota i su zatvoreni uaerodinami ki profilirana ku ta, kako bi se smanjio otpor zraka. S obzirom da ova dva zrakoplovanemaju velike brzine leta, utjecaj otpora zraka na neuvla ivo podvozje nije zna ajan, te je ovakvakoncepcija opravdana.
Repne povr ine su kod svih zrakoplova konvencionalno izvedene (horizontalni stabilizatorsmje ten ispod vertikalnog) izuzev kod Beech King Air-a, koji ima T-rep. Prednosti klasi nih repnihpovr ina su o igledne s obzirom na jednostavniju konstrukciju, ali i manju masu, stoga je ve inaovih zrakoplova izvedena upravo sa klasi nom repnom konstrukcijom.
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 77
3.5 Odabir pogonskog sustava
3.5.1 Selekcija tipa pogonskog sustavaU prora unu (u drugom izvje taju) dobili smo da potrebna snaga motora iznosi,
350=engineoneP HP. Tu snagu je mogu e realizirati sa klipnim motorom ili turboprop motorom.Razmatrano je nekoliko klipnih motora poznatih proizvo a koji zadovoljavaju uvjete ali je ipakodlu eno da e se koristiti turboprop motor zbog svojih brojnih prednosti.
Osnovna prednost je vidljiva u kori tenju zrakoplova za bacanje padobranaca, kada jezrakoplov u re imu izra enog penjanja. Naime, turboprop motor ima manji gubitak snage sapove anjem visine, to utje e na performanse. Omjer snage i mase samog motora je povoljniji negokod klipnog. Vibracije i buka su manje izra ene kod turboprop motora. Sa stajali ta odr avanja,klipni motori imaju kra e vrijeme izme u potrebnih pregleda, to poskupljuje eksploatacijuzrakoplova. Jedina mana turboprop motora prema tablici (3.4) [3] te slici (3.3) [3], jest u neznatnojve oj specifi ni potro nji goriva uspore uju i ih sa klipnim motorima. Veliku manu u odnosu natruboprop motore imaju klipni, jer imaju veliki problem sa pucanjem cilindra uslijed velikihtemperaturnih razlika (~6.5º C svakih 1 km u ISO atmosferi).
Na tr tu postoje brojni turboprop motori, ali uglavnom ve ih snaga, koji nisu primjenjivi zaprojektirani zrakoplov. Prvi izbor je bio motor proizvo a Turbomeca iz serije Artouste snage 360HP, star 30 godina, koji je odba en zbog toga jer na tr tu postoje i suvremeniji, tehnolo kinapredniji motori. Slijede i izbor bio je motor proizvo a Pratt & Whitney sa modelom PT6, ali nion se vi e ne proizvodi u verziji slabijoj od 500 HP. Tvrtka Allison vi e ne postoji jer ju je kupilave a tvrtka Rolls Royce (koja tako er u svojoj ponudi nema motore slabije od 400 HP).
Kako je mogu e ograni iti tvorni ki snagu motora, odabran je model B17 iz serije 250 (vidisl. S.03.8), koji proizvodi 400 HP. U prvom koraku odabran je motor sa redukcijom snage na 350HP, no zbog razloga nevedenih u Izvje taju5, Poglavlje 5.3 kona na snaga motora iznosi:
004=engineoneP HP
Slika S.03.7 Odabran motor: Rolls Royce 250 B17
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 78
Tablica T.03.2 Klipni motori koji zadovoljavaju zahtjeve projektiranog zrakoplova
Proizvo Tip Snaga [HP]
Lycoming TIO-540-AE2A 350
Lycoming TIO-540-W2A 360
Continental TSIO-550-E 350
Tablica T.03.3 Turboprop motori koji zadovoljavaju zahtjeve projektiranog zrakoplova
Proizvo Tip Snaga [HP]
Allison 250-C14 370
Pratt & Whitney PT6A-100 400
Turbomeca Artouste I 360
Turbomeca Artouste II-C5 360
Rolls Royce 250 B17 400
Tablica T.03.3 Odabrano kona no rje enje za motor projektiranog zrakoplova
Proizvo Tip Snaga [HP]
Rolls Royce 250 B17 400
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 79
3.5.2 Dimenzioniranje propeleraOd brojnih proizvo a elisa, odabrana je tvrtka Hartzell, zbog najboljih ponuda modela
razli itih karakteristika. U skupini elisa do 450 HP, Hartzell daje mogu nost odabira dvokrake,trokrake ili etverokrake elise sa promjerom izme u 170 i 230 cm. Odabrana je elisa sa 4 kraka,promjera, 9,1=PD m (6,23 ft). Takva elisa daje prema (5.1) [1_2] optere enje po kraku propelera,
28.3=blP HP/ft2 , to je u razumnim granicama. U daljnjim fazama prora una mogu e jeupotrijebiti i manji promjer ukoliko bi bila potreba takva promjena. Time bi se dobila jo ve audaljenost elise od tla te manja udaljenost od trupa ( to bi rezultiralo manjim momentom skretanja uslu aju otkaza jednog motora, te manjim momentom savijanja u korijenu krila).
23.6=PD ft
HPPP engineone 400max ==
⋅⋅⋅
=2
1
max4
blpP Pn
PD
π(5.1) [1_2]
28.3=blP HP/ft2
Tablica T.03.4 Propeleri koji zadovoljavaju zahtjeve projektiranog zrakoplova
Proizvo Max. snaga Broj krakova Korak Promjer [cm]
MT Propeller 450 5 reverzibilni 180
Hartzell 450 2, 3 ili 4 reverzibilni 170 do 230
Avia 350 4 reverzibilni 203
Tablica T.03.5 Odabrano kona no rje enje za propeler projektiranog zrakoplova
Proizvo Max. snaga Broj krakova Korak Promjer [cm]
Hartzell 450 4 reverzibilni 190
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 80
3.6 Odabir konfiguracije
3.6.1 Generalna konfiguracija zrakoplovaOdabrana je klasi na generalna konfiguracija zrakoplova (sa repom straga) zbog
specifi nosti zadane dvostruke misije zrakoplova. U eksploataciji za turisti ka razgledavanjaodabrana je zbog lake evakuacije putnika te zbog dobre vidljivosti iz putni ke kabine, a ueksploataciji za izbacivanje padobranaca, odabrana je zbog mogu nosti laganog iskakanjapadobranaca. Klasi na konfiguracija ujedno ima i zadovoljavaju i otpor, masu te mokru povr inu.
Tablica T.03.6 Prednosti i mane generalnih konfiguracija zrakoplova
Klasi na
(sa repom straga)
Lete e krilo
(eng. BlendedWing Body)
Krilo s kanardom
(tandem krilo)
Spojena krila
(eng. Joined Wing)
Otpor najmanji
Masa najmanja
Povr ina krila i trupa najmanja
Iskakanjepadobranaca(evakuacija putnika)
mogu e nemogu e mogu e nemogu e
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 81
Ø Oblik trupa
Kod odabira trupa razmatrane su prednosti koje nudi etvrtasti oblik trupa te ovalni oblik.etvrtasti oblik trupa nudi najpovoljnije rje enje prostora za putnike, ali ima lo e aerodinami ke
karakteristike, dok ovalni oblik trupa ima idealne aerodinami ke karakteristike, ali lo u iskoristivostprostora za putnike. Odabrano rje enje je pravokutni popre ni presjek sa zaobljenjima (vidi sl.S.03.9), tj. kompromisni oblik koji se nalazi izme u prethodno navedena dva oblika.
Slika S.03.8 Prikaz odabranog kona nog oblika trupa
3.6.2 Konfiguracija krila
3.6.2.1 Odabir visoko, srednje ili nisko postavljenog krilaKod niskokrilaca smje taj motora sa elisom bio bi mogu jedino s gornje strane krila ili na
trupu zrakoplova, kako bi se dobila dovoljna potrebna udaljenost od tla u slu aju polijetanja sanepripremljenih terena. Takav odabir nisko postavljenog krila uvjetuje ote an ulazak u zrakoplov zapadobrance i putnike, a ujedno onemogu ava dobru vidljivost iz putni ke kabine. Zbog navedenihrazloga, izvedba zrakoplova kao srednjekrilca nije odabrana.
U slu aju srednje postavljenog krila izvedba ramenja e bila bi tehnolo ki zahtjevna, jer bitrebala zaobilaziti trup, to bi nepotrebno ote alo konstrukciju zrakoplova, tj. pove alu ukupnu masuzrakoplova . Navedena izvedba krila tako er onemogu ava dobru vidljivost iz putni ke kabine, kojaje po eljna za na zrakoplov. Zbog navedenih razloga, izvedba zrakoplova kao srednjekrilca nijeodabrana.
Izvedba zrakoplova kao visokokrilca omogu ava smje taj motora u liniji krila, s ime seosigurava i dovoljna udaljenost propelera od tla. U eksploataciji za izbacivanje padobranaca,izborom visokokrilca omogu eno je lako iskakanje padobranaca iz zrakoplova. U eksploataciji zaturisti ka razgledavanja, izborom visokokrilca omogu ena je bolja vidljivost iz putni ke kabine.Odabrana je konfiguracija visokokrilca zato jer samo ta izvedba udovoljava u potpunostispecifikacijama navedenim u misiji.
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 82
Tablica T.03.7 Prednosti i mane smje taja krila po visini
Nisko postavljenokrilo
Srednje postavljenokrilo
Visoko postavljenokrilo
Mogu nost smje taja podvozja
Nemogu nost o te enja krila odpredmeta kod polijetanja sanepripremljenih terena
Zadovoljenje odmaka vrha krila od tla
Mogu nost podupiranja nemogu e uvjetno mogu e mogu e
Stabilnost lo a lo a odli na
Mogu nost olak anog ulaska putnika uzrakoplov
Omogu ena vidljivost iz putni kekabine
Izvedbe odr avanja
Potrebno pove anje visine repa
Dihedral krila potreban potreban nepotreban
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 83
3.6.2.2 Odabir konzolnog ili poduprtog krilaPrethodno je odabrani aspektni odnos, 10=A . Taj veliki aspektni odnos ima za posljedicu
dobru aerodinamiku, ali i poo tren zahtjev za dimenzioniranjem ramenja e, s kojim se pove avaukupna masa krila. Izra unata velika vrijednost povr ine krila rezultira velikim rasponom krila( 17=b m). Odabirom konzolnog krila pojavit e se velika naprezanja u korijenu krila. Iz tog razlogapotrebno je strukturalno oja ati ramenja e. S time ujedno pove avamo masu krila, to rezultirasmanjenjem te ine korisnog tereta zbog pove anja mase praznog zrakoplova.
Odabrana je konfiguracija zrakoplova sa poduprtim krilom, jer krilo poduprto upornicamaima manja naprezanja u korijenu krila, a i masa praznog zrakoplova je manja ( to dozvoljava da sepove a masa korisnog tereta). No, i ugradnja upornica ima nedostatke. One pove avaju otpor, ali neu znatnoj mjeri jer u specifikaciji misije zadana je mala brzina krstarenja, 150=crV knots. Tako erje upitno koja izvedba u kona nosti ima manji otpor jer zbog 10=A , debljina aeroprofila uslijedja e dimenzionirane ramenja e u slu aju odabira konzolnog krila, bila bi puno ve a nego u slu ajuizvedbe zrakoplova sa poduprtim krilom.
Tablica T.03.8 Prednosti i mane konzolnog i poduprtog krila
Konzolno krilo Poduprto krilo
Pojava naprezanja u korijenu krila
Smanjenje otpora
Pove anje te ine praznog zrakoplova
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 84
3.6.3 Konfiguracija stabilizacijskih povr ina
3.6.3.1 Odabir horizontalnog i vertikalnog stabilizatoraZbog konfiguracije zrakoplova s dva motora treba dimenzionirati kormilo smjera (tj.
vertikalni stabilizator) za slu aj otkaza jednog motora. To zna i da je neizbje no izvesti velikepovr ine vertikalnog stabilizatora ili odabrati dva manja vertikalna stabilizatora, kako bi osiguralidovoljnu pove anu upravljivost uzrokovanu otkazom jednog motora. Prema slici (4.28) [3] postojinekoliko razli itih tipova repa, od kojih smo mi proanalizirali samo nama prihvatljive. Utjecajsmje taja horizontalnog stabilizatora na mogu nost va enja iz kovita vidljiv sa slike (4.31) [3].
Primjena dvostrukog repa u dana nje vrijeme koristi se kod supersoni nih borbenihzrakoplova. Odabirom dva manja vertikalna stabilizatora konstrukcija zrakoplova imala bi pove anumasu praznog zrakoplova. Iz tih razloga nije odabrana takva izvedba repa.
U slu aju odabira T – repa, vertikalni stabilizator morao bi biti ja e dimenzioniran, tj. trebalobi staviti ve e ramenja e, a tako er i izvedba upravlja kih komandi je kompliciranija, to sve utje ena pove anu masu praznog zrakoplova, a time i na smanjenu masu korisnog tereta. Primjena T –repa kao rje enja, esto se koristi za konstrukcije s velikim, visoko ugra enim strelastim krilima teza zrakoplove sa nisko postavljenim krilima. Zbog prethodno navedenih razloga odabrana jeizvedba zrakoplova kao visokokrilca, tako da odabir T-repa nije bio u daljnjim razmatranjima.
V – rep, tzv. lastavi iji ili leptirov rep izvodi se tako da se kombiniraju dvije nagnutekonvencionalne repne povr ine (u obliku slova V). V - rep ima manji otpor interferencije, manjuukupnu mokru povr inu i pobolj ane karakteristike “prikrivanja”. Zbog pote ko a u upravljanju, kodizvedbe V - repa potreban je potpun automatski sustav upravljanja (eng. Fully automatic flightsystem).
Od razmotrenih izvedbi postavljanja horizontalnog i vertikalnog stabilizatora odabran jekonvencionalni rep (horizontalni stabilizator nalazi se u korijenu vertikalnog stabilizatora), zbogjednostavne konstrukcije i male mase. Prema [6_1], otprilike 70% zrakoplova u eksploataciji ima“conventional” aran man koji se sastoji od zasebnog fiksnog horizontalnog stabilizatora ivertikalne povr ine peraje za stabilizaciju, te pokretnih sekcija kormila – elevator i rudder –pri vr enih na fiksne povr ine za upravljanje.
Kona na, odabrana izvedba zrakoplova najjednostavnije je rje enje, a ujedno zadovoljavasve navedene zahtjeve u specifikaciji misije.
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 85
Tablica T.03.9 Prednosti i mane razli itih tipova repa
H – rep Konvencionalnirep T – rep V – rep Dvostruki rep
Visina repa mala velika velika srednjevelika mala
Efikasnost repnihpovr ina
Utjecaj na te inupraznog zrakoplova pove ava smanjuje pove ava smanjuje pove ava
Smanjenje otpora
Jednostavnostkonstrukcije
3.6.3.2 Sekundarne upravlja ke povr ineVelike vrijednosti koeficijenata uzgona realizirat emo pomo u ure aja za pove anje uzgona
(eng. High lift devices): Zakrilca, pretkrilca. Razli iti tipovi zakrilca i pretkrilca vidljivi su sa slikeS.03.9 i slike S.03.10, a utjecaj ure aja za pove anje uzgona sa slike S.03.11 i slike S.03.12.
Ø Zakrilca – Odabrano je jednostruko Fowler zakrilce, jer odabirom dvostruko ilitrostruko izvla ivog Fowler zakrilca trebalo bi dodatno oja ati krilo zbog pove anoguvijanja (torzije). Prednost jednostruko izvla ivog Fowler zakrilca nadalje je umanjim potrebnim snagama za njegovo izvla enje i uvla enje (pa je pogodnokori tenje elektri nog sustava, koji je pouzdaniji i lak i od hidrauli kog sustava).
Ø Pretkrilca – U drugom izvje taju odabrani su veliki koeficijenti uzgona kodpolijetanja i slijetanja ( L maxLC , L maxTOC ). Prethodno odabrana jednostruka Fowlerzakrilca nisu dovoljna za realizaciju tih koeficijenata, pa emo na na u konstrukcijukrila ugraditi i pretkrilca. Pretkrilca e ujedno sprije iti preranu separaciju grani nog(laminarnog) sloja.
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 86
Slika S.03.9 Tipovi zakrilca [3] Slika S.03.10 Tipovi pretkrilca [3]
Slika S.03.11 Maksimalni koeficijenti uzgona [3]
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 87
Slika S.03.12 Efekti ure aja za pove anje uzgona [3]
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 88
3.6.4 Integracija pogonskog sustavaPrema [1_2], motor direktno utje e na slijede e navedene stvari:
- te ina zrakoplova
- vibracije i buka zrakoplova
- korisnost motora
- upravlja ke karakteristike (sa stajali ta pilota)
- odr avanje.
Op enita rje enja smje taja motora prema slici (10.21) [3]:
o na krilu (ispod, iznad ili u liniji krila)o na trupu
o na repu.
Od op enitih mogu nosti smje taja motora, razmatrane su samo varijante smje taja motorana krilo zrakoplova (smje taj motora u liniji krila, ispod i iznad krila), jer druga op enita rje enjaprevi e bi nepotrebno pove ala masu praznog zrakoplova.
Smje taj motora ispod krila, za odabranu izvedbu zrakoplova kao visokokrilca, neizvediv jezbog specificirane misije zrakoplova (turisti ko razgledavanje i bacanje padobranaca), a da ujednoudovolji i zahtjevima za dobru vidljivost iz putni ke kabine i sigurno izbacivanje padobranaca.Smje taj motora ispod krila nije izvediv i zbog prethodno odabranih upornica na krilima zrakoplova.Iz nabrojanih razloga nije odabran ovaj smje taj unato prednostima (npr. olak anog odr avanjamotora zbog polo aja bli e tlu).
Smje taj motora iznad visoko postavljenog krila nije odabran zbog lo ih aerodinami kihkarakteristika.
Kona no odabrano rje enje je smje taj motora sa vu nom elisom u liniji krila, jer takavsmje taj ima prednost u odnosu na ovjesne motore zbog smanjenog aerodinami kog otpora tesmanjenog momenta torzije krila. Odabrano rje enje zadovoljava uvjetima potrebnog pove anograzmaka elise od tla. Kod izvedbe konstrukcije zrakoplova sa smje tajem motora u liniji krila,moramo uzeti u obzir ugradnju „jake“ ramenja e, jer ramenja a mora zaobilaziti turboprop motorugra en u liniji krila.
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 89
Tablica T.03.10 Smje taj motora ovisno o smje taju krila
Smje taj krila po visiniSmje taj motora uodnosu na liniju
krila: Nisko postavljeno krilo Srednje postavljeno krilo Visoko postavljeno krilo
Lo e:- zbog nedovoljnog razmakaod tla potrebnog za elisumotora potrebno duljepodvozje
Lo e:- kod srednje postavljenogkrila nemogu e je izbacivatipadobrance
Lo e:- zaklanjanje pogleda izputni ke kabine, ote anamogu nost bacanjapadobranaca
Mot
or i
spod
kri
la
Dobro:
-nema dobrih karakteristika
Dobro:
- idealan koncept smje tajakrila, dolazi do rastere enjakrila
- olak ano odr avanje
Dobro:
- olak ano odr avanje
- zadovoljen razmak od tlapotrebnog za elisu motora
Lo e:
- nedovoljan razmak elise odtla
Lo e:
- kod srednje postavljenogkrila nemogu e je izbacivatipadobrance
Lo e:
- relativno ote anoodr avanje
Mot
or u
rav
nini
kri
la
Dobro:
- olak ano odr avanjemotora
- aerodinami ki povoljnorje enje
Dobro:
- aerodinami kinajpovoljnije rje enje
Dobro:
- zadovoljen razmak od tlapotrebnog za elisu motora
- aerodinami ki povoljnorje enje
Lo e:
- zaklanjanje pogleda izputni ke kabine
- ote ana mogu nost bacanjapadobranaca
Lo e:
- zaklanjanje pogleda izputni ke kabine,
- nemogu nost bacanjapadobranaca
Lo e:
- izrazito ote ano odr avanjemotora
- aerodinami ki nepovoljno
Mot
or i
znad
kri
la
Dobro:- olak ano odr avanjemotora
- dovoljan razmak elise odzemlje
Dobro:- nema dobrih karakteristika
Dobro:- motor je izvan vidnog poljaputnika te uop e ne zaklanjapogled
- zadovoljen razmak od tlapotrebnog za elisu motora
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 90
3.6.5 Konfiguracija podvozjaRazli iti tipovi konfiguracija podvozja vidljivi su iz slike (11.1) [3], razli ita rje enja
smje taja kod uvla enja podvozja iz slike (11.12) [3]. Odabirom potpunog uvla enja podvozja,uvelike bi se smanjio korisni volumen unutar trupa zrakoplova za putnike, a ujedno bi se nepotrebnodio snage motora odvodio tj. koristio za pogon hidraulike. U slu aju djelomi nog uvla enjapodvozja, trebalo bi se izvesti oklopi ( to uvjetuje te u konstrukciju, ve i aerodinami ki otpor,tehnolo ki zahtjevnu izvedivost, a tako er bi se nepotrebno dio snage motora odvodio tj. koristio zapogon hidraulike).
Iz tih razloga odabrano je fiksno podvozje tipa tricikl. Kako je fiksno podvozje lo ija izvedbasa stajali ta aerodinamike, odabrani su oklopi oko kota a zbog aerodinami ke za tite (sl. S.03.13).Aerodinami ki gubici koji se time pojavljuju, bit e umjereni zbog male brzine leta zrakoplova.
(a)
(b)
Slika S.03.13 Nacrt (a) i bokocrt (b) oklopa kota a podvozja zbog pobolj ane aerodinamike
Tablica T.03.11 Prednosti i mane uvla ivog i neuvla ivog podvozja
Uvla ivo podvozje Neuvla ivo podvozje
Smanjenje aerodinami kog otpora
Pove ana te ina praznog zrakoplova
Dodatni hidrauli ni, elektri ni agregati da ne
Cijena velika mala
Izvedivost konstrukcije slo ena jednostavna
Smanjen korisni volumen trupa
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 91
Tablica T.03.12 Prednosti i mane tipova podvozja
Tricikl
(glavno podvozje sa 2 ilivi e nogu + 1 ili 2 nosne
noge)
Obrnuti tricikl
(glavno podvozje sa 2 ilivi e nogu + 1 ili 2 noge narepu - samo kota i skija)
Bicikl
(2 ili 4 simetri nopostavljene noge, sa ilibez pomo nih krilnih
kota a)
Smanjena masa
Smanjeni otpor
Stabilnost na tlu
Preglednost prislijetanju i polijetanju
Stabilnost kod slijetanja
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 92
3.6.6 Predlo ena konfiguracijaPredlo ena konfiguracija zrakoplova ima slijede e karakteristi ne geometrijske omjere
(prema vrijednostima uzetima sa slike S.03.14):
6≈f
fd
l
6.2≈f
fcd
l
º30≈fcθ
Slika S.03.14 Karakteristi ni geometrijski omjeri trupa razli itih zrakoplova [1_2]
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 93
Prema svim prethodno navedenim razmi ljanjima tj. zaklju cima, predlo ena je slijede akonfiguracija zrakoplova (sl. S.03.15).
Slika S.03.15 Predlo ena konfiguracija zrakoplova
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 94
3.7 Izvje taj o radu
Razrada zadatkaProgramiranje
(Matlab)
Crtanje
(CorelDRAW)Izrada izvje taja
Izvje taj 3Danijel Vujica
Danijel PosavecDanijel Vujica
Nikolina Bari
Filip Bundalo
Nikolina BariFilip Bundalo
Danijel Vujica
Danijel Posavec
3.8 Zaklju ciZbog svih prethodno navedenih razmi ljanja tj. zaklju aka, predlo ena konfiguracija
zrakoplova (sl. S.03.15) izvedena je kao: visokokrilac, sa vitkim krilima poduprtim upornicama(aspektni odnos, 10=A ), ugra enim wingletima, klasi nom izvedbom repnih povr ina, saugra enim pretkrilcima te jednostrukim Fowlerovim zakrilcima, sa fiksnim podvozjem (saaerodinami kim za titama oko kota a), dva turboprop Rolls Royce 250 B17 motora (svakireducirane snage sa 400 na, 350=engineoneP HP) ugra enim u liniji krila, sa ugra enim Hartzelletverokrakim reverzibilnim propelerima (promjera krakova, 190=PD cm, optere enjem po kraku
propelera, 28.3=blP HP/ft2), kompromisnim oblikom trupa (pravokutni popre ni presjek sazaobljenjima), sa trupom koji ima ugra ena klizna vrata, velike prozore te lako demontiraju asjedala u dva reda.
Odabir konfiguracije
Tim Nixxa 2006 95
3.9 Literatura[1_2] Roskam, J., "Airplane Design (Part 2: Preliminary Configuration Design and Integration
of the Propulsion System)", DARcorporation, Lawrence, Kansas, 1985.
[2_1997] Taylor, J., "Jane's All The World Aircraft, Jane's, 1997-98.
[2_2004] Taylor, J., "Jane's All The World Aircraft, Jane's, 2004-05.
[3] Raymer, D.P., "Aircraft design: A Conceptual Aproach", AIAA, Ohio, 1992.[4] Donald, D., "The encyclopedia of World aircraft", Prospero Books, 1998.
[5_1] http://www.aoc.noaa.gov/aircraft_otter.htm
[5_2] http://www.benair.com/aircraft/oypbg.htm
[5_3] http://www.airliners.net/info/stats.main?id=241
[5_4] http://www.airliners.net/info/stats.main?id=317
[5_5] http://www.airliners.net/info/stats.main?id=293
[5_6] http://www.airliners.net/info/stats.main?id=343
[5_7] http://www.airwar.ru/enc/craft/sf600.html
[5_8] http://www.flightsimaviation.com/db/aircraft/F26T
[5_9] http://www.dot.state.oh.us/aerial/Partenavia.asp[6_1] Galovi , B., "Materijal s predavanja iz predmeta: Osnivanje zrakoplova (12 Stability and
Control Surfaces) ", k.god. 2004/05
Projektiranje trupa
Tim Nixxa 2006 96
4 Projektiranje trupa
4.1 Lista simbola
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
ff dl - - vitkost trupa
4.2 UvodOvo je etvrti izvje taj o projektiranju zrakoplova. U njemu e se u skladu sa specifi nostima
zadane misije definirati oblik i osnovne dimenzije trupa, te layout kokpita i putni ke kabine.
4.3 Layout pilotske kabine (kokpita)Oblik pilotske kabine je odabran tako da zadovolji uvjete vidljivosti te uvjete
aerodinami nog oblika prednjeg dijela trupa. Idealan oblik trupa bio bi postignut kada bivjetrobransko staklo bilo geometrijski izvedeno tako da zajedno s oplatom ini blago zakrivljenuneprekinutu plohu, bez naglih promjena zakrivljenosti i o trih rubova, tj. potpuno „izgla eno“ soplatom nosa zrakoplova. Na taj na in dobilo bi se najbolje opstrujavanje strujnica zraka okopilotske kabine, tj. najmanji aerodinami ki otpor. Me utim, na takav na in bi se prili no smanjilavidljivost u donjem dijelu vidnog podru ja, s obzirom na veliko opti ko iskrivljenje koje bivjetrobransko staklo inilo uslijed malog kuta upada svjetlosnih zraka. Kako je projektirana brzinazrakoplova mala (brzina krstarenja, 150=crV knots), nije nu no potpuno izgladiti prijelaz sa oplatena vjetrobransko staklo, te je u injen kompromis kako bi se osigurala to bolja vidljivost iz pilotskekabine.
Pilotska kabina ima dva sjedi ta – za pilota i kopilota. Radi boljeg pogleda iz kabine, podpilotske kabine je podignut u odnosu na pod putni ke kabine. Na takav na in se dobiva ve apreglednost, to je najvi e bitno u fazi slijetanja. Tako er, velike staklene povr ine pilotuomogu avaju dobar pogled iz kokpita, osobito pri pogledu bo no prema dolje (radi lak eg uo avanjamjesta za izbacivanje padobranaca). Gore opisani layout pilotske kabine prikazan je na slikamaS.04.1 i S.04.2.
Projektiranje trupa
Tim Nixxa 2006 97
Slika S.04.1 Vidno polje pilota u vertikalnoj ravnini
Slika S.04.2 Vidno polje pilota u horizontalnoj ravnini
Projektiranje trupa
Tim Nixxa 2006 98
4.4 Layout trupaGlavni imbenici koji su uzeti u obzir kod dimenzioniranja trupa su: dobra iskoristivost
prostora za putnike i dobra vidljivost iz putni ke kabine. S obzirom na profil misije, kabina ne trebabiti pod tlakom, to omogu uje izvedbu trupa pravokutnog popre nog presjeka, a tako i boljuiskoristivost i organizaciju prostora unutar putni ke kabine.
Ukupna duljina trupa iznosi 10.4 m, uz visinu trupa od 1.75 m (vidi sl. S.04.3). Ovedimenzije daju vrijednost vitkosti trupa, 94.5=ff dl . Prema dijagramu odnosa izme ukoeficijenta otpora trupa i vitkosti trupa (vidi sl. S. 03.15), ova vrijednost vitkosti spada u podru jesa najmanjim koeficijentom otpora trupa.
Ukupna duljina putni ke kabine iznosi 4,66 m, a visina iznosi 1,55 m (vidi sl. S.04.4). Ovavisina je dovoljna da putnik, uz sagibanje glave, do e od ulaza u zrakoplov do svojeg mjesta.Izvedba trupa ve e visine od 1,55 m (npr. 1,70 m), koja bi bila dostatna da putnici bez sagibanjaglave do u do svog mjesta, doprinijela bi pove anju mase zrakoplova i pove anju otpora cijelogzrakoplova. S obzirom da u tijeku leta putnici isklju ivo sjede na svojim mjestima i ne kre u seprolazom, a tako er i s obzirom na relativno mali broj putnika, te na relativno kratko vrijemeukrcaja/iskrcaja putnika, visina putni ke kabine od 1,55 m je zadovoljavaju a i za kori tenjezrakoplova u turisti ke svrhe i za potrebe izbacivanja padobranaca.
Na dimenzioniranje prostora za putnike ne utje e mnogo imbenika, s obzirom najednostavan profil misije i mali zadani broj putnika ( 9=putnikan ). Uz zadani prijevoz 9 putnikaomogu en je i prijevoz 10-tog putnika, koji bi se smjestio na sklopivom sjedalu pored vrata.
Pri konfiguraciji sjedala (vidi sl. S.04.5), primarno se vodilo ra una o udobnosti putnika,stoga je odabran razmak izme u sjedala od 0.9 m, koji prema [1_3] spada u gornju granicu turisti ke(ekonomske) klase. Za takav odabir razmaka izme u sjedala, irina prolaza za putnike iznosizadovoljavaju ih 350 mm. U eksploataciji zrakoplova za turisti ka razgledavanja, kako bi seomogu io to bolji panoramski pregled za putnike, uzeta je u obzir veli ina prozora i smje tajprozora, koji su izvedeni na na in da je svako sjedalo smje teno kraj zasebnog prozora, tj. da svakiputnik gleda kroz svoj prozor. U eksploataciji zrakoplova za bacanje padobranaca, sjedala se moguukloniti pomo u kop i, kako bi se oslobodio prostor za prijevoz padobranaca ili tereta. Isto takosjedala se mogu vrlo jednostavno poslo iti i u alternativni raspored sjedenja (vidi sl. S.04.6).
Odabran je smje taj vrata u stra nji red putni ke kabine, jer je pozicioniranje vrata naprednjem djelu putni ke kabine neizvedivo (zbog opasnosti od loma elise te zbog za titepadobranaca kod iskakanja iz zrakoplova). Takav odabir smje taja vrata na stra njem djelu putni kekabine se pokazao kao idealno rje enje, uzimaju i u obzir neometan ulaz od strane krila ili elise, atako er i idealnu poziciju za izbacivanje padobranaca.
Za izvedbu mehanizma otvaranja i zatvaranja vrata, razmatrana je mogu nost ugradnjekliznih vrata koja bi se uvla ila s unutarnje strane trupa, me utim oblik i dimenzije trupa nedozvoljavaju takvo rje enje, a i mehanizam otvaranja tako izvedenih kliznih vrata na unutarnjustranu bi bio kompliciran. Iz tih razloga odbrana su klizna vrata koja bi se otvarala na vanjsku stranui bila bi pokretana ru no ili pomo u elektromotora.
Projektiranje trupa
Tim Nixxa 2006 99
Slika S.04.3 Dimenzije trupa
Projektiranje trupa
Tim Nixxa 2006 100
Slika S.04.4 Dimenzije kabine i raspored sjedala
Projektiranje trupa
Tim Nixxa 2006 101
Slika S.04.5 Dimenzije prostora putni ke kabine
Slika S.04.6 Alternativni raspored sjedala
Projektiranje trupa
Tim Nixxa 2006 102
4.5 Izvje taj o radu
Razrada zadatkaProgramiranje
(Matlab)
Crtanje
(SolidWorks)Izrada izvje taja
Izvje taj 4Filip Bundalo
Danijel VujicaDanijel Vujica
Filip Bundalo
Nikolina Bari
Danijel Posavec
Filip Bundalo
Nikolina Bari
Danijel Vujica
Danijel Posavec
4.6 Zaklju ciTijekom projektiranja trupa cilj je bio posti i optimalnu iskoristivost prostora unutar
putni ke kabine, a ujedno i pru iti maksimalnu udobnost putnicima unutar dimenzija prostorakabine, kako sa stajali ta udobnosti tako i sa stajali ta dobre vidljivosti. Tijekom projektiranja uzetisu i potrebni kompromisi izme u najboljih konstrukcijskih i najboljih aerodinami kih rje enja, adobiveno kona no rje enje je trup relativno dobrog aerodinami kog oblika sa dobro iskori tenimputni kim prostorom.
4.7 Literatura
[1_2] Roskam, J., "Airplane Design (Part 2: Preliminary Configuration Design and Integrationof the Propulsion System)", DARcorporation, Lawrence, Kansas, 1985.
[1_3] Roskam, J., "Airplane Design (Part 3: Layout Design of Cockpit, Fuselage, Wing andEmpennage: Cutaways and Inboard Profiles)", DARcorporation, Lawrence, Kansas, 1985.
Konceptualno projektiranje krila
Tim Nixxa 2006 103
5 Konceptualno projektiranje krila
5.1 Lista simbola
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
ac m ft duljina tetive krilca (ailerona)
fc m ft duljina tetive zakrilca (flapsova)
rc m ft duljina korijena tetive
tc m ft duljina vr ne tetive
c m ft relativna duljina tetive
MACc ; Ac m ft srednja aerodinami ka tetiva
MAGc m ft duljina srednje geometrijske tetive
LcrC - - koeficijent uzgona pri krstarenju
cleanL maxC − - - zahtijevani koeficijent uzgona iste konfiguracije
αLC 1−rad 1−rad nagib krivulje funkcije ( )αLC
LapC - - korigirani koeficijent uzgona aeroprofila kod krstarenjazbog su enja krila
TO fLC∆ - - prirast koeficijenta uzgona pri polijetanju
Konceptualno projektiranje krila
Tim Nixxa 2006 104
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
LfLC∆ - - prirast koeficijenta uzgona pri slijetanju
TOL maxC∆ - - prirast maksimalnog koeficijenta uzgona pri polijetanju
LL maxC∆ - - prirast maksimalnog koeficijenta uzgona pri slijetanju
'TOL maxC∆ - - ostvareni prirast maks. koeficijenta uzgona pri polijetanju
'LL maxC∆ - - ostvareni prirast maks. koeficijenta uzgona pri slijetanju
rwi )( º º konstruktivni napadni kut na korijenu krila
twi )( º º konstruktivni napadni kut na vrhu krila
λk - - korekcijski faktor za su enje krila
K - - korekcijski faktor za ra unanje prirasta maks.koeficijenta uzgona
ΛK - - korekcijski faktor za ra unanje zahtijevanog prirastamaks. koeficijenta uzgona
rRe - - Reynoldsov broj na korijenoj tetivi
tRe - - Reynoldsov broj na vr noj tetivi
q Pa psf dinami ki tlak
Konceptualno projektiranje krila
Tim Nixxa 2006 105
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
SSWf - - omjer povr ina za ra unanje zahtijevanog dodatnoguzgona
( )rct - - relativna debljina aeroprofila u korijenu
( )tct - - relativna debljina aeroprofila pri vrhu
'WFV 3m 3ft potrebni volumen za gorivo
WFV 3m 3ft raspolo ivi volumen za gorivo
ACx m ft polo aj srednje aerodinami ke tetive
FW kg lb masa goriva
fhz - - geometrijski faktor za zakrilce
α º º napadni kut krila
TOδα - - efikasnost otklonjenog zakrilca pri polijetanju
TOfδ º º otklon krilaca pri polijetanju
Lfδ º º otklon krilca pri slijetanju
λ - - su enje krila
Konceptualno projektiranje krila
Tim Nixxa 2006 106
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
wi º º postavni kut krila
WΓ º º dihedral krila
µ sm /2 sft /2 koeficijent dinami ke viskoznosti
Fρ 3/ mkg 3/ ftlb gusto a goriva
0η - - po etak raspona zakrilca na krilu
iη - - zavr etak raspona zakrilca na krilu
4cΛ º º strijela na etvrtini tetive
LEΛ º º strijela na napadnoj ivici
TEΛ º º strijela na izlaznoj ivici
Konceptualno projektiranje krila
Tim Nixxa 2006 107
5.2 UvodU ovom izvje taju bit e izvr eno preliminarno dimenzioniranje krila te dimenzioniranje
rezervoara za gorivo u krilu, zatim odabir aeroprofila, odabir i dimenzioniranje upravlja kihpovr ina na krilu te povr ina za stvaranje dodatnog uzgona. Nakon to se dobiju svi potrebni podaci,u izvje taju e biti dana detaljna slika krila sa prikazanim smje tajem povr ina za stvaranje dodatnoguzgona, sa ucrtanim ramenja ama te rezervoarom za gorivo.
5.3 Odabir osnovnih geometrijskih karakteristika krilaIz matching dijagrama (iz drugog izvje taja), poznati su sljede i parametri krila :
360=S ft2
10=A
SAb ⋅= (5.4.6) [9]
04.60=b ft
3,18=b m
U Izvje taju 3, Poglavlje 3.5.1 odabran motor sa reduciranom snagom sa 400 HP na035=engineoneP HP, a zbog potrebe za manjom povr inom krila Nixxe, snaga motora natrag je
vra ena na 400 HP, te snaga motora sada iznosi 004=engineoneP HP.
Povr ina krila smanjena je sa 360 na 310 ft2 zbog elje za smanjenjem raspona krila sa 18,3na prihvatljivih 17 metara.
Nove vrijednosti povr ine krila, raspona krila te snage motora iznose:
400=engineoneP HP 06.10=PW lb/hp
310=S ft2 96.25=SW lb/ ft2
10=A
SAb ⋅= (5.4.6) [9]
68.55=b ft
17=b m
Konceptualno projektiranje krila
Tim Nixxa 2006 108
Zbog smanjenja raspona krila na 17=b m, dobiven je i novi Matching dijagram:
Dijagram D.05.1 Novi Matching dijagram (pove anje)
Konceptualno projektiranje krila
Tim Nixxa 2006 109
U nastavku je potrebno odrediti odnosno procijeniti slijede e:
Ø poziciju krila u odnosu na trup
Ø kut strijele krila 4cΛ
Ø su enje krilar
t
cc
=λ (odnos duljine tetiva vr nog i korjenog aeroprofila)
Ø kut dihedrala Γ
Ø relativnu debljinu aeroprofila ct
Parametri odabrani za krilo:o Pozicija krila u odnosu na trup
Odabrana je konfiguracija visokokrilca jer samo ta izvedba udovoljava u potpunostispecifikacijama navedenim u misiji (vidi Poglavlje 3.6.2.1).
o Kut strijele krila 4cΛ
Odabran je kut strijele krila, o04 =Λc , jer projektirani zrakoplov Nixxa ne leti velikim
brzinama ( 150=crV knot), pa time ne dolazi do utjecaja stla ivosti na krilu.
o Su enje krilar
t
cc
=λ
Sa aerodinami kog gledi ta, za podru je malih brzina, bolje je krilo bez su enja.Pretpostavljeno je po etno su enje krila (odnos duljine tetive vr nog i korjenog aeroprofila):
1==r
tcc
λ .
o Kut dihedrala Γ
Odabran je kut dihedrala od 0 stupnjeva, Γ =0º. Kut dihedrala utje e na uzdu nu stabilnostzrakoplova, te ujedno podi e krilo od zemlje i pove ava odstojanje motora tj. krakova eliseod tla, to u na em slu aju nije od velike va nosti jer nam se motori nalaze na krilima.Uzdu na stabilnost po definiciji je zadovoljena za visokokrilce, a tako er je zadovoljenadovoljna udaljenost elise od tla.
o Relativna debljina aeroprofila ct
Zbog leta u podru ju malih brzina odgovara nam im deblje krilo, kako bi se ostvario ve iuzgon. Relativna debljina e se odrediti nakon odabira aeroprofila.
Konceptualno projektiranje krila
Tim Nixxa 2006 110
5.4 Odabir aeroprofila krila
5.4.1 Maksimalni koeficijent sile uzgona iste konfiguracijeU drugom izvje taju smo vr ili prora un sa pretpostavkom max. koeficijenta uzgona u istoj
konfiguraciji:
7.1max =cleanLC
Ovaj broj se odnosi na koeficijent uzgona krila, a literatura daje podatke za aeroprofil, pa jepotrebno izvr iti korekcije u svrhu svo enja na aeroprofil.
Korekcija uslijed trimanja, tj. interferencije repa:
cleanw LL CC maxmax 05.1 ⋅= (7.1) [1_2]
785.1max =wLC
Korekcija uslijed strijele krila (nema utjecaja za projektirani zrakoplov):
4/
maxmax cos0
c
LL
wCC
Λ=
=Λ(7.2) [1_2]
785.10max ==ΛLC
Korektivni faktor za su enje krila (poglavlje 7.1, ref. [1_2]):
λk =0.88 za wλ =1
λk =0.95 za wλ =0.4
( )( ) ( ) 88.01
14.088.095.0
+−⋅−
−= wk λλ
λk =0.94
Korekcija zbog su enja krila:
λλ k
CC
LkL
0maxmax
=Λ=
03.2max =λkLC
Iz ovoga slijedi da koeficijent uzgona koji mora ostvariti aeroprofil iznosi 2,03. Iz dijagrama(7.1) [1_2] vidljivo je da NACA aeroprofili ne mogu ostvariti ovako visoke vrijednosti uzgona pridanom Reynoldsovom broju, pa je izvr ena slijede a modifikacija krila.
Konceptualno projektiranje krila
Tim Nixxa 2006 111
Primije eno je da faktor λk ima veliki utjecaj pa je uvedeno su enje krila od =0.7 za kojekorektivni faktor λk iznosi λk =0.916. Slijede i korak bio je smanjenje pretpostavljenogkoeficijenta uzgona iste konfiguracije. Iz matching dijagrama iz drugog izvje taja vidljivo je dasmanjenje koeficijenta uzgona jedino bitno utje e na krivulju penjanja. Budu i da su ve usvojenimotori sa maksimalnom snagom (bez ikakve redukcije snage na motorima), omogu eno jesmanjenje sa postoje e vrijednosti 1.7 na vrijednost 3.1max =cleanLC bez bitnog utjecaja napromjene u matching dijagramu. Sa ovim vrijednostima potrebno je ostvariti slijede i koeficijentuzgona aeroprofila:
49.1max =λkLC
Ra unamo potreban koeficijent uzgona pri krstarenju :
8041=TOW lb
1.1006=FW lb
2
2Vq ⋅=
ρ (2.1) [8]
=q 52.75 psf
( )( )Sq
WWC FTOLcr ⋅
⋅−=
4.0(6.1) [1_2]
=LcrC 0.47
Aerodinami ka tetiva dobiva se iz ref. [8]:
( )[ ]∫ ⋅⋅=2
0
22b
A dyycS
c ; tj. za trapezno krilo: (2.21) [8]
++⋅⋅=
λλ
11
32 2
rA cc ; ili (2.22) [8]
+−⋅⋅= 2)1(
134
λ
λ
W
WA b
Sc (str.5-3) [8]
6256.5=Ac ft
1.7147=Ac m
Konceptualno projektiranje krila
Tim Nixxa 2006 112
Korijena tetiva dobiva se iz jednad be (5.4.5) [9]:
λλλ
+++
⋅⋅=1
132 2
rA cc (5.4.5) [9]
211
23
λλ
λ
++
+⋅⋅= Ar cc
6.5503=rc ft
1.9965=rc m
Vr na tetiva dobiva se iz jednad be (5.4.1) [9]:
r
tcc
=λ (5.4.1) [9]
rt cc ⋅= λ
4.5852=tc ft
1.3976=tc m
Reynolds-ov broj za korijen krila :
SI
rr
cV
⋅
=υ
Re (2.3) [5]
rRe =2.593*106
Reynolds-ov broj za vrh krila :
SI
tt
cV
⋅=
υRe (2.3) [5]
tRe =1.815*106
Vidljivo je da je Reynoldsov broj u vrhu krila manji od onoga u korijenu krila, pa samimtime i predstavlja kriti niju vrijednost u prora unu.
Konceptualno projektiranje krila
Tim Nixxa 2006 113
5.4.2 Odabir aeroprofilaAeroprofil se odabire na temelju potrebnog koeficijenta uzgona i Reynoldsovog broja na
vrhu krila. Dijagram (7.1) [1_2] pokazuje da pri tako niskim vrijednostima Reynoldsovog brojapotrebni uzgon mogu ostvariti esteroznamenkasti NACA aeroprofili sa relativnom debljinom 0.12.
Iz ref. [7] odabrani aeroprofil NACA 64(1)-412 ima maksimalni koeficijent uzgona 1.5, tozadovoljava prora un. Zbog jednostavnosti konstrukcije odabiremo isti aeroprofil u korijenu i vrhukrila ime dobivamo uzgon krila:
+⋅=
2maxmax
maxtlrl
wLCC
kC λ (7.3) [1_2]
=wLC max 1.37
Relativna debljina aeroprofila u korijenu i vrhu krila proizlazi iz odabira aeroprofila i iznosi:
12.0=
=
tr ct
ct
5.4.3 Provjera volumena rezervoara goriva na kriluOmjer relativnih debljina aeroprofila pri vrhu i korijenu iznosi:
1==cr
ctw t
tτ (6.3) [1_2]
Ostvareni volumen goriva iznosi:
( )
+
⋅+⋅+⋅⋅⋅=
)1(1
54.0 2
25.02
λ
τλτλ wwrwf c
tb
SV (6.2) [1_2]
3755.84 ftVwf =
Potrebni volumen goriva prema [1_2] iznosi:
322.4079.44
ftfWV
swf ==
Zadovoljena je nejednakost wfwf VVs
< i ostvaren je dovoljan volumen krila za smje tajgoriva. Spremnici za gorivo smje teni su centralno uz korijen krila (vidi sl. S.05.3).
Konceptualno projektiranje krila
Tim Nixxa 2006 114
5.5 Odabir i dimenzioniranje zakrilaca
5.5.1 Maksimalni koeficijenti sile uzgona pri polijetanju i slijetanjuPretpostavljeni maksimalni koeficijent uzgona pri polijetanju iznosi :
0.2=L maxTOC
Pretpostavljeni maksimalni koeficijent uzgona pri slijetanju iznosi :
5.2=L maxLC
5.5.2 Odabir i dimenzioniranje ure aja za pove anje sile uzgona Zakrilca se odabiru na temelju potrebnog pove anja koeficijenta uzgona pri polijetanju islijetanju. Faktori koji utje u na pove anje koeficijenta uzgona zakrilaca su relativna tetivazakrilaca, povr ina zakrilaca, otklon pri polijetanju i slijetanju, te sam tip zakrilaca.
Korekcija pove anja koeficijenata sile uzgona uslijed gubitaka zbog trimanja:
( )maxmaxmax 05.1 LTOLTOL CCC −⋅=∆ (7.6) [1_2]
=∆ TOLC max 0.735
( )maxmaxmax 05.1 LLLLL CCC −⋅=∆ (7.7) [1_2]
=∆ LLC max 1.26
Korekcija pove anja koef. uzgona uslijed povr ine zakrilaca i korektivnog faktora ΛK :
( ) 4/4/3
4/2 coscos08.01 ccK Λ⋅Λ⋅−=Λ (7.9) [1_2]
=ΛK 0.92
Λ⋅⋅∆=∆
KSSCC
wfTOLTOl maxmax (7.8) [1_2]
=∆ TOlC max 1.29
Λ⋅⋅∆=∆
KSSCC
wfLLLl maxmax (7.8) [1_2]
=∆ LlC max 2.2
Konceptualno projektiranje krila
Tim Nixxa 2006 115
Faktor SSwf je odnos povr ine krila na onom rasponu kojeg zauzimaju zakrilca i ukupne
povr ine krila. to je ve i taj odnos to je i povr ina zakrilaca ve a, pa time i zakrilca ostvaruju ve iprirast uzgona. Ve a zakrilca zna e da e ostati manje prostora za krilca na krajevima krila, pa smopoku ali najprije odrediti potrebni raspon krilaca iz povijesnih podataka. Sa slike S.05.1. vidljivo jeda je minimalan potrebni raspon 25%, pa je iz sigurnosnih razloga pretpostavljeno 30%.
Slika S.05.1 Smjernice za krilca [3]
Budu i da se do sad zna i po etak (korijen krila) i kraj zakrilaca (po etak krilaca) mo e se
izra unati faktor SSwf :
Po etak zakrilaca:
iη =0.1
Kraj zakrilaca:
oη =0.7
( ) ( ) ( )( )
+
+⋅−−⋅−=
w
oiwio
wf
SS
ληηλ
ηη1
12 (7.10) [1_2]
62.0=S
Swf
Konceptualno projektiranje krila
Tim Nixxa 2006 116
Nakon izra unatog raspona zakrilaca, odabran je omjer duljine tetive zakrilaca i duljinetetive krila:
cc f =0.35
Sa tim parametrima krenuto je u odabir vrste zakrilaca. Potreban prirast uzgona je relativnovelik, pa je zaklju eno da bi u prora un trebalo krenuti sa Fowlerovim zakrilcem s jednimprocjepom.
Za odabrani otklon zakrilaca pri polijetanju i slijetanju odabrane su vrijednosti:
fTOδ = 20° = 0.3491 rad
fLδ = 40° = 0.6981 rad
Kod polijetanja imamo manji otklon kako bi inducirani otpor bio manji to omogu ujezrakoplovu bolje ubrzanje u fazi polijetanja. U slijetanju pove avamo otklon ime pove avamoinducirani otpor to usporava zrakoplov, a ujedno se pove ava uzgon to omogu uje prilaz manjombrzinom.
Nagib krivulje uzgona aeroprofila prema ref. [1_2] iznosi:
αlC =2
+⋅=
cc
CC flfl 1αα (7.17) [1_2]
flC α =8.478
Koeficijenti fδα za polijetanje i slijetanje odre eni su iz slike (7.8) [1_2]:
fTOδα =0.55
fLδα =0.45
Ostvareni prirast koeficijenta uzgona u polijetanju i slijetanju:
fTOfTOfllTO CC δα δα ⋅⋅=∆ (7.14) [1_2]
lTOC∆ =1.63
fLfLfllL CC δαδα ⋅⋅=∆
lLC∆ =2.66
Korekcija zbog faktora K iz slike (7.4) [1_2]:
85.0=K
lTOTOL maxCKC ∆⋅=∆ '
Konceptualno projektiranje krila
Tim Nixxa 2006 117
43.1' =∆TOL max
C
lLLL maxCKC ∆⋅=∆ '
32.2' =∆LL max
C
Po to je ostvarena vrijednost prirasta koef. uzgona ve a od potrebne zaklju eno je daodabrana konfiguracija zadovoljava prora un.
5.6 Odabir i dimenzioniranje krilaca
Omjer tetive krilca i krila iznosi 0.35=cca , kako bi bila konzistentna sa zakrilcima. Prema
povijesnim podacima prema slici S.05.1 tom omjeru odgovara relativna du ina krilaca od 30%raspona ime se dobivaju dimenzije:
- raspon krilaca = 8.33 ft
- relativna tetiva krilaca cca = 0.35
5.7 Postavni kut i kut uvijanja krilaPostavni kut, odnosno konstruktivni napadni kut krila mora biti takav da krilu omogu uje
generiranje dovoljnog koef. uzgona da bi se odr ao horizontalni polo aj trupa u re imu krstarenja.Koef. uzgona krila u krstarenju iznosi =LcrC 0.47, to zna i da se mora napraviti korekcija zbogsu enja kako bi se dobio potreban koef. uzgona aeroprofila:
λkC
C LcrLap =
=LapC 0.5
Iz dijagrama D.05.1 vidljivo je da odabrani aeroprofil NACA 64(1)-412 generira potrebnikoef. uzgona pri napadnom kutu od 2°, tako da je odabran konstruktivni napadni kut:
°= 2)( rwi
Uvijanjem krila posti e se da pri velikim napadnim kutovima ne do e do gubitka uzgona navrhu krila, tj. da do odvajanja grani nog sloja prvo do e u korijenu krila (gdje se nalaze samozakrilca, a ne i krilca). Razlog tome je u osiguravanju upozorenja u obliku laganog podrhtavanjaitavog zrakoplova na kriti nom napadnom kutu koje pilotu slu i kao upozorenje da se nalazi pred
gubitkom uzgona, a istodobno osigurava i popre nu upravljivost jer se krilca se na tom napadnomkutu jo uvijek ne nalaze na kriti nom napadnom kutu.
Budu i da se ne vr i nikakav prora un, na temelju tablice (6.3) [1_2], odlu eno je da ekonstruktivni napadni kut vrha krila biti smanjen za 3° (tj. kut uvijanja krila iznosi 3°).
°−= 1)( twi
Konceptualno projektiranje krila
Tim Nixxa 2006 118
Dijagram D.05.1 Aeroprofil NACA 64(1)-412
Konceptualno projektiranje krila
Tim Nixxa 2006 119
5.8 Prikaz geometrijskih karakteristika odabranog krilaKoordinatni sustav nose e povr ine krila ima ishodi te u vrhu korijenske tetive, os x du
korijenske tetive, os y je okomito na ravninu simetrije nose e povr ine, a os z ini desni trijedar (uravnini simetrije krila); tj. preuzet je koordinatni sustav iz ref. [8]. Geometrijske karakteristikeodabranog krila prikazane su u tablici T.05.1. Geometrija krila prikazana je na slici S.05.03.
Na osnovu raspolo ivih podataka izra unati su slijede i parametri krila:
Ø raspon krila b
68.55=b ft
17=b m
Ø korijena tetiva rc i vr na tetiva tc
6.5503=rc ft
1.9965=rc m
4.5852=tc ft
1.3976=tc m
Ø kut strijele na napadnoj ivici krila LEΛ i kut strijele na izlaznoj ivici krila TEΛ
⋅−
=Λ −
bcc tr
LE 2tan 1
=Λ LE 1.01 º
⋅−
=Λ −
bcc rt
TE 2tan 1
=ΛTE -1.01 º
Ø srednja aerodinami ka tetiva MACc i polo aj srednje aerodinami ke tetive Ax
AMAC cc =
6256.5=MACc ft
1.7147=MACc m
( )6
tan1
21 LEA
bx Λ⋅⋅
++
=λλ (2.20) [8]
2312.0=Ax ft
0.07047=Ax m
Konceptualno projektiranje krila
Tim Nixxa 2006 120
Ø srednja geometrijska tetiva MAGc
2tr
MAGccc +
=
5.5678=MAGc ft
1.6971=MAGc m
Ø koordinate aerodinami kog centra: acx , acy , acz
AacAac cxxx ⋅+=
6256.5262.00.2312 ⋅+=acx
7051.1=acx ft
0.5197=acx m
LE
Aac
xyΛ
=tan
LE
Aac
xyΛ
=tan
1.13=acy ft
99.3=acy m
Aacacac cztgyz ⋅+Γ⋅=
774.508.0)0(1.13 ⋅−⋅= tgzac
450.0−=acz ft
137.0−=acz m
Konceptualno projektiranje krila
Tim Nixxa 2006 121
Slika S.05.2 3D prikaz krila Nixxe sa turboprop motorom
Konceptualno projektiranje krila
Tim Nixxa 2006 122
Slika S.05.3 Geometrija krila
Konceptualno projektiranje krila
Tim Nixxa 2006 123
Tablica T.05.1. Geometrijske karakteristike odabranog krila
OZNAKA JEDINICA (S.I.) DIMENSION (US) bezdim. oblik
povr ina krila, S 28,8 m2 310 ft2 -
raspon krila, b 17,00 m 55,68 ft -
tetiva u korijenu krila, rc 1,9965 m 6,5503 ft Ac⋅1644,1
tetiva u vrhu krila, tc 1,3976 m 4,5852 ft Ac⋅8151,0
srednja aerodinami ka tetiva, MACc tj. Ac 1,7147 m 5,6256 ft -
srednja geometrijska tetiva, MAGc 1,6971 m 5,5678 ft Ac⋅9897,0
polo aj srednje aerodinami ke tetive (SAT), Ax 0,07047 m 0,2312 ft Ac⋅0411,0
kut strijele na napadnoj ivici krila, LEΛ 1,01° 1,01° -
kut strijele na izlaznoj ivici krila, TEΛ -1,01° -1,01° -
koordinate aerodinami kog centra, acx 0,5197 m 1,7051 ft Ac⋅3031,0
koordinate aerodinami kog centra, acy 3,99 m 13,10 ft Ac⋅3286,2
koordinate aerodinami kog centra, acz -0,137 m -0.450 - Ac⋅080,0
konstruktivni napadni kut korijena krila, rwi )( 2° 2° -
konstruktivni napadni kut vrha krila, twi )( -1° -1° -
relativna tetiva krilaca, cca 0,35 0,35 -
relativna tetiva zakrilaca, cc f 0,35 0,35 -
otklon zakrilaca pri polijetanju, fTOδ 20° 20° -
otklon zakrilaca pri slijetanju, fLδ 40° 40° -
kut dihedrala, Γ 0° 0° -
su enje krila, λ 0,7 0,7 -
kut strijele krila, 4cΛ 0° 0° -
Konceptualno projektiranje krila
Tim Nixxa 2006 124
5.9 Izvje taj o radu
Razrada zadatkaProgramiranje
(Matlab)
Crtanje
(SolidWorks)Izrada izvje taja
Izvje taj 5Nikolina Bari
Danijel VujicaDanijel Vujica
Filip Bundalo
Danijel Posavec
Nikolina BariFilip Bundalo
Danijel Vujica
Danijel Posavec
5.10 Zaklju ciOdabirom aeroprofila NACA 64(1)-412 zadovoljen je potreban koeficijent uzgona uz
zadovoljavaju i koeficijent otpora pri krstarenju. Pokazalo se da je ak i uz relativno malu relativnudebljinu aeroprofila ( 12.0=c
t ), potrebne koeficijente uzgona kod polijetanja i slijetanje mogu e
zadovoljiti uz upotrebu Fowlerovih zakrilaca (tj. nema potrebe za ugradnjom pretkrilaca). Tako erse u ovom dijelu prora una nije razmatrano dodatno pobolj anje cijelog krila ugradnjom wingleta(ugradnje wingleta imat e za posljedicu bolje performanse zrakoplova Nixxe: manja potro njagoriva, ve i dolet, bolji omjer L/D itd.; no za to ne vrijednosti ref. [1] ne nudi prora un te e isti bitira en ukoliko e se raditi nastavak na projektu zrakoplova Nixxa).
Geometrijske karakteristike odabranog krila prikazane su u tablici T.05.1., a geometrija krilaprikazana je na slici S.05.03. (vidi poglavlje 5.9).
5.11 Literatura[1_2] Roskam, J., "Airplane Design (Part 2: Preliminary Configuration Design and Integration
of the Propulsion System)", DARcorporation, Lawrence, Kansas, 1985.
[1_3] Roskam, J., "Airplane Design (Part 3: Layout Design of Cockpit, Fuselage, Wing andEmpennage: Cutaways and Inboard Profiles)", DARcorporation, Lawrence, Kansas, 1985.
[3] Raymer, D.P., "Aircraft design: A Conceptual Aproach", AIAA, Ohio, 1992.
[7] Abbott, Ira H.,: "Theory of Wing Sections, Dover Publications", New York, 1950.
[8] Jankovi , S., “Mehanika leta zrakoplova”, Sveu ili te u Zagrebu, Zagreb, 2002.
[9] Kesi , P., “Osnove aerodinamike”, Sveu ili te u Zagrebu, Zagreb, 2003.
Konceptualno projektiranje repa
Tim Nixxa 2006 125
6 Konceptualno projektiranje repa
6.1 Lista simbola
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
hAC - - aerodinami ki centar horizontalnog stabilizatora
vAC - - aerodinami ki centar vertikalnog stabilizatora
hA - - vitkost horizontalnog stabilizatora
vA - - vitkost vertikalnog stabilizatora
S 2m 2ft povr ina krila
eS 2m 2ft povr ina elevatora
hS 2m 2ft povr ina horizontalnog stabilizatora
rS 2m 2ft povr ina kormila pravca
vS 2m 2ft povr ina vertikalnog stabilizatora
he SS - - udio povr ine elevatora u povr ini horizontalnogstabilizatora
vr SS - - udio povr ine kormila pravca u povr ini vertikalnogstabilizatora
hV - - volumni koeficijent horizontalnog stabilizatora
Konceptualno projektiranje repa
Tim Nixxa 2006 126
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
vV - - volumni koeficijent vertikalnog stabilizatora
c m ft aerodinami ka tetiva krila
( )hAc m ft aerodinami ka tetiva horizontalnog stabilizatora
( )vAc m ft aerodinami ka tetiva vertikalnog stabilizatora
rhc m ft korijena tetiva horizontalnog stabilizatora
rvc m ft korijena tetiva vertikalnog stabilizatora
thc m ft vr na tetiva horizontalnog stabilizatora
tvc m ft vr na tetiva vertikalnog stabilizatora
hi o o postavni kut horizontalnog stabilizatora
vi o o postavni kut vertikalnog stabilizatora
( )hct - - relativna debljina aeroprofila horizontalnog stabilizatora
( )vct - - relativna debljina aeroprofila vertikalnog stabilizatora
( )hAX m ft aerodinami ka apscisa horizontalnog stabilizatora
Konceptualno projektiranje repa
Tim Nixxa 2006 127
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
( )vAX m ft aerodinami ka apscisa vertikalnog stabilizatora
hx m ft krak horizontalnog stabilizatora
vx m ft krak vertikalnog stabilizatora
hλ - - su enje horizontalnog stabilizatora
vλ - - su enje vertikalnog stabilizatora
hΓ o o kut dihedrala horizontalnog stabilizatora
hΓ o o kut dihedrala vertikalnog stabilizatora
( )hC 4Λ
o o kut strijele na etvrtini tetive horizontalnog stabilizatora
( )vC 4Λ
o o kut strijele na etvrtini tetive vertikalnog stabilizatora
( )hLEΛ o o kut strijele na prednjoj ivici horizontalnog stabilizatora
( )vLEΛ o o kut strijele na prednjoj ivici vertikalnog stabilizatora
( )hTEΛ o o kut strijele na izlaznoj ivici horizontalnog stabilizatora
( )vTEΛ o o kut strijele na izlaznoj ivici vertikalnog stabilizatora
Konceptualno projektiranje repa
Tim Nixxa 2006 128
6.2 UvodOvo je esti izvje taj o projektiranju repa zrakoplova. Odredit e se povr ina i oblik
vertikalnog te horizontalnog stabilizatora, zajedno sa pripadaju im upravlja kim povr inama.Prikazani postupak se temelji na empirijskim metodama prema [1] i koristi se samo za inicijalnoprojektiranje. Konkretni, tj. to ni podaci o ekuju se nakon prora una stabilnosti.
6.3 Odabir konfiguracije i polo aja repaOdabrana konfiguracija repa odgovara prethodno definiranoj u tre em izvje taju: jedan
vertikalni stabilizator u ijem korijenu se nalazi horizontalni. Ovakva konfiguracija ima direktnuposljedicu strujanja poreme ene zra ne struje sa propelera po horizontalnom stabilizatoru, uhorizontalnom letu, ime mu je smanjena djelotvornost. Izbjegavanje ove pojave je mogu e jedinoda ga se postavi na vrh vertikalnog. To bi rezultiralo pove anom masom (te ujedno i cijenom), jertada vertikalni stabilizator mora biti puno ja e dimenzioniran kako bi mogao prenijeti svaoptere enja koja preko njega prenosi horizontalni stabilizator. Takva konfiguracija je razmatrana, alije odba ena jer usporedni zrakoplovi (visokokrilci) navedeni u prethodnim izvje tajima, imaju niskopostavljeni horizontalni stabilizator. U te zrakoplove spadaju zrakoplovi i novijeg i starijeg godi tato ukazuje na injenicu da poreme ena struja na stabilizatoru (uzrokovana motorima srednje
snage), ne predstavlja zna ajan eksploatacijski problem. Pilot e jedino trebao obratiti pa nju naintenzivnije promjene potiska elise jer time mijenja brzinu opstrujavanja, a time i silu koju generirana stabilizatoru. Ovi nedostaci nestaju u letu sa velikim napadnim kutovima je poreme ena strujazraka tada prolazi iznad stabilizatora te se on nalazi u istoj, neporeme enoj struji zraka.
Repne povr ine slu e za stabilizaciju i zakretanje zrakoplova oko vertikalne i popre ne osi.Iz mehanike leta poznato da je za svako zakretanje potreban moment, a moment je djelovanje sile naodre enom kraku. Ako se pretpostavi da se u letu zrakoplov zakre e oko svog te ta, taj krakpredstavlja udaljenost centra te ta zrakoplova od mjesta djelovanja sile. Mjesto djelovanja silepretpostavljamo u aerodinami kom centru horizontalnog odnosno vertikalnog stabilizatora. U ovomtrenutku nije poznat to an polo aj te ta, a niti aerodinami kih centara, pa se koriste pribli nevrijednosti (vidi sliku S.06.1):
hx = 4.8 m
hx = 15.75 ft
vx = 4.95 m
vx = 16.24 ft
Konceptualno projektiranje repa
Tim Nixxa 2006 129
Slika S.06.1 Pretpostavljene udaljenosti aerodinami kih centara stabilizatora od te ta A/C
Konceptualno projektiranje repa
Tim Nixxa 2006 130
6.4 Odabir veli ine repaZa odabir veli ine repa koristi se tzv. 'volumenska metoda'. Me usobni odnos repnih
povr ina i krila daje volumenski koeficijent, koji na neki na in predstavlja faktor proporcionalnostiizme u njih. Ukoliko su povr ina repa i krak ve i, time je koeficijent ve i.
cSSx
V hhh ⋅
⋅= (8.1) [1_2]
bSSxV vv
v ⋅⋅
= (8.2) [1_2]
Volumenski koeficijent preuzet je na temelju kraka repnih povr ina iz tablice usporednihzrakoplova (8.3a) [1_2] te (8.3b) [1_2]. Pri odabiru je uva avana injenica da se radi o zrakoplovusa malim trupom i velikom povr inom krila. Odabir velikog volumenskog koeficijenta rezultirao bivelikom povr inom repa to bi uzrokovalo nesklad i to bi nagr ivalo zrakoplov, pa se stoga odabiruminimalne vrijednosti koeficijenata. Prora un stabilnosti e pokazati da li takav odabir zadovoljava.
Odabrane su vrijednosti:
hV =0.7
vV =0.045
Budu i da su sada poznate sve potrebne vrijednosti, mo e se odrediti povr ina horizontalnogi vertikalnog stabilizatora.
310=S ft2
c =5.63 ft
68.55=b ft
h
hh x
cSVS ⋅⋅= (8.3) [1_2]
0.74=hS ft2
v
vv x
bSVS ⋅⋅= (8.4) [1_2]
5.52=vS ft2
Konceptualno projektiranje repa
Tim Nixxa 2006 131
6.5 Odabir geometrije repaNakon prora una povr ine kao najva nijeg faktora repnih povr ina, ostale vrijednosti
odre uju se iz tablica za pripadaju u skupinu zrakoplova (dvomotorni turbopropelerni zrakoplov).
6.5.1 Geometrija horizontalnog stabilizatoraOdabir geometrije horizontalnog stabilizatora vr i se prema tablici (8.13) [1_2].
Preporu ene vrijednosti aspektnog odnosa, hA kre u se od 3.7 do 7.7. Odabran je:
7.3=hA
Kut strijele, hc )( 4/Λ kre e se od 0 do 17°. Budu i da se zrakoplov kre e malim brzinamane e se promatrati uvjeti stla ivosti zraka, pa se zbog jednostavnosti konstrukcije odabire kutstrijele:
hc )( 4/Λ =5.45°.
Su enje hλ kre e se u granicama preporuke od 0.48 do 1. Odabrana vrijednost iznosi:
hλ =0.7
Relativna debljina aeroprofila ( )hct dobiva se nakon odabira aeroprofila. Budu i da se zarepne povr ine koriste simetri ni aeroprofili, iz dijagrama (7.1) [1_2] vidljivo je da se najve i uzgondobiva kod relativne debljine t/c=0.12. Prema ref. [7] odabire se aeroprofil sa najve imkoeficijentom uzgona kako bi se ostvarila maksimalna sila uz istu povr inu. Kod odabira aeroprofilatako er se ne promatra utjecaj stla ivosti. Odabire se aeroprofil NACA 0012.
Kut dihedrala hΓ se kre e u granicama od 0 do 12°. Zbog jednostavnosti konstrukcijeodabrana vrijednost kuta dihedrala iznosi:
hΓ =0°
Odabrani postavni kut, hi iznosi 0° jer se o ekuje da e se svi pomaci centra te ta u letuzrakoplova mo i kompenzirati trimanjem.
hi =0°
Konceptualno projektiranje repa
Tim Nixxa 2006 132
6.5.2 Geometrija vertikalnog stabilizatoraOdabir geometrije vertikalnog stabilizatora vr i se prema tablici (8.14) [1_2].
Preporu ene vrijednosti aspektnog odnosa, vA kre u se od 0.7 do 1.8. Odabran je:
vA = 1.2
Kut strijele vc )( 4/Λ kre e se od 18 do 45°. Budu i da nema utjecaj na performanseodabrana je vrijednost koja daje zrakoplovu najdinami niji izgled, budu i da je i izgled jedan odva nih imbenika na dana njem tr tu zrakoplova.
vc )( 4/Λ = 40°
Su enje vλ kre e se u granicama preporuke od 0.33 do 0.74.
vλ =0.5
Relativnu debljinu aeroprofila ( )vct dobivamo nakon odabira aeroprofila. Odabire se istiaeroprofil kao i za horizontalni stabilizator, NACA 0012.
Kut dihedrala vΓ za sve klasi ne konfiguracije iznosi vΓ =90°.
vΓ =90°
Postavni kut vi iznosi 0° , jer se ne o ekuju nikakve asimetrije u otporu zrakoplova koje bitrebalo kompenzirati.
vi =0°
6.6 Dimenzioniranje repnih upravlja kih povr inaVeli ine upravlja kih povr ina odre uju se prema tablici (8.13) [1_2]. Imaju i na umu da su u
pitanju velike povr ine stabilizatora, proporcionalno njima odabire se veli ina kormila. Velikakormila iziskuju velike pokreta ke sile, a budu i da se u ovoj fazi prora una ne ra unajuperformanse (a na zrakoplov u misiji nema specificirane velike manevarske sposobnosti), odabiruse minimalne vrijednosti povr ina kormila. Poku avaju se izbje i velike pokreta ke sile kako ne bibilo nu na upotreba hidraulike, koja se za sada namjerava nadomjestiti elektronikom i elektro-pokreta ima. Odabrane vrijednosti za kormilo visine te kormilo smjera iznose:
kormilo visine: kormilo smjera:
he SS =0.3 vr SS =0.3
0.74=hS ft2 5.52=vS ft2
2.22=eS ft2 7.15=rS ft2
Konceptualno projektiranje repa
Tim Nixxa 2006 133
6.7 Prikaz geometrijskih karakteristika projektiranog repaGeometrijske karakteristike odabranog repa prikazane su u tablici T.06.1, a geometrija repa
prikazana je na slici S.06.2.
6.7.1 Horizontalni stabilizatorØ raspon
hhh SAb ⋅=
55.16=hb ft
Ø srednja aerodinami ka tetiva za trapezno krilo
( )
+−⋅⋅= 2)1(
134
h
h
h
hhA b
Scλ
λ(str.5-3) [8]
( ) 52.4=hAc ft
Ø polo aj srednje aerodinami ke tetive
6121 LE
Abx Λ⋅
⋅++
=λλ
37.0=Ax ft
Ø korjena tetiva
( ) ( )( )1b/S2 hh hrhc λ+⋅⋅=
26.5=rhc ft
Ø vr na tetiva
rhhth cc ⋅= λ
68.3=thc ft
Ø kut strijele na napadnoj ivici
( ) ( ) ( )
−=Λ −
h
hthrhLE b
cc1tan
( ) 45.5=Λ hLE °
Ø kut strijele na izlaznoj ivici je jednak kutu strijele na napadnoj ivici (jer se radi otrapeznom stabilizatoru)
( ) 45.5=Λ hTE °
Konceptualno projektiranje repa
Tim Nixxa 2006 134
6.7.2 Vertikalni stabilizatorØ visina
vvv SAb ⋅=
94.7=vb ft
Ø srednja aerodinami ka tetiva za trapezno krilo
( )
+
−⋅⋅= 2)1(1
34
h
h
h
hhA b
Scλ
λ (str.5-3) [8]
( ) 86.6=hAc ft
Ø polo aj srednje aerodinami ke tetive
6121 LE
Abx Λ⋅
⋅++
=λλ
48.1=Ax ft
Ø korjena tetiva
( ) ( )( )1b/S2 vv vrvc λ+⋅⋅=
82.8=rvc ft
Ø vr na tetiva
rvvtv cc ⋅= λ
41.4=tvc ft
Ø kut strijele na napadnoj ivici
( )vLEΛ = 40°
Konceptualno projektiranje repa
Tim Nixxa 2006 135
Slika S.06.3 Geometrija repa
Slika S.06.4 3D prikaz geometrije repa Nixxe
Konceptualno projektiranje repa
Tim Nixxa 2006 136
Tablica T.06.1. Geometrijske karakteristike repa
Horizontalni stabilizator Vertikalni stabilizator
US SI US SI
Povr ina 74 ft2 6.874 m2 52.5 ft2 4.877 m2
Raspon 16.55 ft 5.04 m 7.94 ft 2.42 m
Korijena tetiva 5.26 ft 1.60 m 8.82 ft 2.69 m
Vr na tetiva 3.68 ft 1.12 m 4.41 ft 1.34 m
Aerodinami ka tetiva 4.52 ft 1.38 m 6.86 ft 2.09 m
Aerodinami ka apscisa 0.37 ft 0.11 m 1.48 ft 0.45 m
Strijela napadne ivice 5.45° 40°
Strijela izlazne ivice 5.45° 15°
Krak repa 15.75 ft 4.8 m 16.24 ft 4.95 m
Su enje 0.7 0.5
Postavni kut 0° 0°
Kut dihedrala 0° 90°
Aeroprofil NACA 0012 NACA 0012
Aspektni odnos 3.7 1.2
Geo
met
rijs
ke k
arak
teri
stik
e re
pa
Povr ina kormila 22.2 ft2 2.06 m2 15.75 ft2 1.46 m2
Konceptualno projektiranje repa
Tim Nixxa 2006 137
6.8 Zaklju akU projektiranju repa jedini va an faktor koji se ra una jest povr ina. Gotovo svi ostali
parametri odabrani su na temelju tablice usporednih zrakoplova (ref.[1]). Cilj ovakvog na inaprojektiranja je dobiti po etne vrijednosti s kojima se ulazi u prvu iteraciju kod prora unastabilnosti, nakon ega e se dobiti to nije vrijednosti. Za sada su odabrane vrijednosti podre eneizgledu zrakoplova. Kod projektiranja vertikalnog stabilizatora poku alo se je odabrati to manjiaspektni odnos i su enje kako bi se dobila to manja visina vertikalnog stabilizatora , a samim time icijelog zrakoplova, zbog mogu nosti lak eg smje taja u hangar.
Geometrijske karakteristike odabranog repa prikazane su u tablici T.06.1., a geometrija repaprikazana je na slici S.06.2. (vidi poglavlje 6.9).
6.9 Izvje taj o radu
Razrada zadatkaProgramiranje
(Matlab)
Crtanje
(SolidWorks)Izrada izvje taja
Izvje taj 6Nikolina BariDanijel Vujica
Danijel Posavec
Nikolina Bari
Danijel Vujica
Filip Bundalo
Danijel Posavec
Nikolina Bari
Filip Bundalo
Danijel Vujica
Danijel Posavec
6.10Literatura
[1_2] Roskam, J., "Airplane Design (Part 2: Preliminary Sizing of Airplanes)", DARcorporation,Lawrence, Kansas, 1985.
[1_3] Roskam, J., "Airplane Design (Part 3: Layout Design of Cockpit, Fuselage, Wing andEmpennage: Cutaways and Inboard Profiles)", DARcorporation, Lawrence, Kansas, 1985.
[7] Abbott, Ira H., "Theory of Wing Sections, Dover Publications", New York, 1950.
[8] Jankovi , S., “Mehanika leta zrakoplova”, Sveu ili te u Zagrebu, Zagreb, 2002.
[9] Kesi , P., “Osnove aerodinamike”, Sveu ili te u Zagrebu, Zagreb, 2003.
Konceptualno projektiranje podvozja i odre ivanje te ta
Tim Nixxa 2006 138
7 Konceptualno projektiranje podvozja i odre ivanje te ta
7.1 Lista simbola
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
0D m ft vanjski promjer gume
gN - - faktor optere enja podvozja
MP kg lb maksimalno stati ko optere enje glavnog podvozja postrutu
NDP kg lb dinami ko optere enje prednjeg podvozja
maxNSP kg lb maksimalno stati ko optere enje prednjeg podvozja
minNSP kg lb minimalno stati ko optere enje prednjeg podvozja
R m ft rasipanje te ta
gpS m ft vrijednost maksimalnog progiba
staticgpS m ft vrijednost progiba u stati kom stanju
W m ft irina gume
BW kg lb masa prtljage
crewW kg lb masa posade
Konceptualno projektiranje podvozja i odre ivanje te ta
Tim Nixxa 2006 139
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
EW kg lb stvarna masa praznog zrakoplova
E1W kg lb masa praznog zrakoplova prema poglavlju 1
FW kg lb masa goriva
IW kg lb masa i-te podkomponente
LW kg lb maksimalna masa zrakoplova pri slijetanju
OEW kg lb stvarna operativna prazna masa zrakoplova
PW kg lb masa putnika
tfoW kg lb masa zarobljenog goriva i ulja
TOW kg lb stvarna maksimalna masa pri polijetanju
TO1W kg lb maksimalna masa pri polijetanju prema poglavlju 1
sgpd m ft promjer struta glavnog podvozja
sppd m ft promjer struta prednjeg podvozja
g 2sm 2sft akceleracija sile gravitacije
Konceptualno projektiranje podvozja i odre ivanje te ta
Tim Nixxa 2006 140
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
cgh m ft udaljenost prednjeg ekstrema te ta od ravnine piste
mAFTI m ft udaljenost glavnog podvozja od stra njeg ekstremate ta
mFORWI m ft udaljenost glavnog podvozja od prednjeg ekstremate ta
nAFTI m ft udaljenost prednjeg podvozja od stra njeg ekstremate ta
nFORWI m ft udaljenost prednjeg podvozja od prednjeg ekstremate ta
sgpI m ft duljina struta glavnog podvozja
sppI m ft duljina struta prednjeg podvozja
ψI m in duljina kraka kuta za bo no prekretanje
sgpn - - broj strutova glavnog podvozja
sppn - - broj strutova prednjeg podvozja
tn - - broj guma na prednjem podvozju
ss m ft dozvoljen pomak upornice krila (eng. strut)
tgps m ft dozvoljeno odstupanje gume glavnog podvozja
Konceptualno projektiranje podvozja i odre ivanje te ta
Tim Nixxa 2006 141
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
tpps m ft dozvoljeno odstupanje gume prednjeg podvozja
tW sm sft brzina spu tanja
maxcgx m in x koordinata stra njeg ekstrema te ta
mincgx m in x koordinata prednjeg ekstrema te ta
gpx m in x koordinata te ta glavnog podvozja
ix m in x koordinata te ta i-te podkomponente
ppx m in x koordinata te ta prednjeg podvozja
iy m in y koordinata te ta i-te podkomponente
mgy m in y koordinata najekstremnije to ke glavnog podvozja
maxcgz m in z koordinata stra njeg ekstrema te ta
mincgz m in z koordinata prednjeg ekstrema te ta
iz m in z koordinata te ta i-te podkomponente
pistez m in z koordinata ravne piste
Konceptualno projektiranje podvozja i odre ivanje te ta
Tim Nixxa 2006 142
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
( )Eii xW∑ − mkg ⋅ inlb ⋅ suma produkata mase i x koordinate za prazan zrakoplov
( )gorivoii xW∑ − mkg ⋅ inlb ⋅ suma produkata mase i x koordinate za gorivo
( )OEii xW∑ − mkg ⋅ inlb ⋅ suma produkata mase i x koordinate za operativni prazan
zrakoplov
( )prtljagaii xW∑ − mkg ⋅ inlb ⋅ suma produkata mase i x koordinate za prtljagu
( )putniciii xW∑ − mkg ⋅ inlb ⋅ suma produkata mase i x koordinate za putnike
( )TOii xW∑ − mkg ⋅ inlb ⋅ suma produkata mase i x koordinate za maks. poletnu
masu
( )Eii zW∑ − mkg ⋅ inlb ⋅ suma produkata mase i z koordinate za prazan zrakoplov
( )gorivoii zW∑ − mkg ⋅ inlb ⋅ suma produkata mase i z koordinate za gorivo
( )CEii zW∑ − mkg ⋅ inlb ⋅ suma produkata mase i z koordinate za opert. prazan
zrakoplov
( )prtljagaii zW∑ − mkg ⋅ inlb ⋅ suma produkata mase i z koordinate za prtljagu
( )putniciii zW∑ − mkg ⋅ inlb ⋅ suma produkata mase i z koordinate za putnike
( )TOii zW∑ − mkg ⋅ inlb ⋅ suma produkata mase i z koordinate za maks. poletnu
masu
α o o kut uzdu nog prekretanja
Konceptualno projektiranje podvozja i odre ivanje te ta
Tim Nixxa 2006 143
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
sη - - efikasnost amortizera za upijanje energije
tη - - efikasnost gume za upijanje energije
ψ o o kut bo nog prekretanja
ε o okut odmaka glavnog podvozja od simetrale premaprednjem podvozju
7.2 UvodOvo je sedmi izvje taj o projektiranju zrakoplova u kojem se vr i konceptualno
projektiranje podvozja i odre ivanje te ta. U ovom izvje taju bit e prikazan polo aj glavnog iprednjeg podvozja, dimenzije kota a s gumama te stvarni prora un mase zrakoplova metodommasenih udjela i prora un te ta zrakoplova za razli ite slu ajeve ukrcaja.
7.3 Projektiranje podvozjaZbog male brzine krstarenja ( 150=crV knot), prema poglavlju (2.2) [1_4] te zbog razloga
navedenih u Poglavlju (3.6.5), odlu eno je da zrakoplov Nixxa ima neuvla ivo podvozje.
7.3.1 Broj, tip i veli ina gumaOblik podvozja je tricikl, s obzirom da je zbog svojih prednosti danas to postao standardni
oblik podvozja. Amortizeri na glavnom podvozju su u obliku elasti ne noge, a na nosnoj nozi senalazi uljno-zra ni amortizer. Prema (2.15) [1_4], odabran je tip gume Tip III (guma niskog tlaka).Ovaj tip je odabran i u skladu s injenicom da e se zrakoplov Nixxa vjerojatno koristiti za potrebeaeroklubova, a isti su obi no smje teni na aerodromima sa travnatom poletno-sletnom stazom. Zaprednje podvozje odabrana je jedna guma (koja se nalazi na jednoj nozi).
Da bismo odredili veli inu guma, potrebno je odrediti maksimalno optere enje na toj gumi,najve u brzinu koju e ta guma postizati te najve i pritisak u gumi koji mo e podnijeti pista na kojuzrakoplov Nixxa smije sletjeti. Maksimalno stati ko optere enje se odre uje pretpostavkom da sezrakoplov prora unava kao greda na dva oslonca (vidi sliku S.07.1). Pri prora unu glavnogpodvozja uzima se u obzir stra nji polo aj centra te ta, dok se pri prora unu nosnog podvozjauzima u obzir prednji polo aj te ta, kako bi se dobilo maksimalno optere enje za pojedinu nogu.
Konceptualno projektiranje podvozja i odre ivanje te ta
Tim Nixxa 2006 144
Slika S.07.1 Raspodjela optere enja zrakoplova kao grede na dva oslonca [1_4]
Dobivene vrijednosti nakon prora una prema slici S.07.1, iznose:
• Vrijednosti stati kog optere enja:
6966=MmgP lb tj. optere enje po gumi 3483=MtP lb
1814=NP lb
Vrijednosti je potrebno uve ati za 25% zbog mogu eg pove anja mase, tako da kona nevrijednosti iznose:
4354max =MtP lb
2268=NP lb
• Maksimalno dinami ko optere enje za prednje podvozje
( )nmt
cgx
mTO
ND lln
hgalW
P+⋅
⋅+⋅= (2.5) [1_4]
ml = 29.5 in
nl = 101.2 in
gax / = 0.45 - korekcijski faktor za ko nice sa sustavom protiv proklizavanja
cgh = 85 in
tn = 1 - broj guma na prednjem podvozju
NDP = 4168 lb
Konceptualno projektiranje podvozja i odre ivanje te ta
Tim Nixxa 2006 145
S obzirom da literatura daje vrijednosti za stati ko optere enje, dobivenu dinami kuvrijednost je potrebno svesti na stati ku, dijeljenjem sa odgovaraju im faktorom koji za odabrani tipgume III iznosi 1,45 te stati ka vrijednost iznosi:
2874max =NP lb
Osim optere enja, parametar odabira gume je i max. brzina slijetanja koja iznosi 80 Mph. Iztablice (2.6) [1_4], za dobivene vrijednosti optere enja odabrane su gume sa slijede imkarakteristikama:
v Za glavno podvozje:
- vanjski promjer 22.8 in
- vanjska irina 7.46 in
- tlak gume: 56 PSI- maksimalna brzina koja se ne smije prije i: 120 Mph
v Za nosni kota :
- vanjski promjer 13.55 in
- vanjska irina 5.55 in
- tlak gume: 110 PSI
- maksimalna brzina koja se ne smije prije i: 120 Mph
7.3.2 Duljina i dimenzije upornicaPrilikom slijetanja zrakoplova potrebno je prigu iti odre enu koli inu energije
proporcionalnu masi zrakoplova i njegovoj vertikalnoj brzini slijetanja. Jedan dio energije eprigu iti gume svojom elasti no u, a ostatak prigu uje podvozje. Projektirani zrakoplov Nixxa imaglavno podvozje u obliku grede, pa je potrebno dimenzionirati tu gredu. Po to podvozje nemamogu nost uvla enja, bilo kakvi dodatni prigu ni elementi bi stvarali pove anje otpora, pa jeodlu eno da se oni ne e koristiti. Ovakav tip podvozja je ve implementiran na brojnim ve imzrakoplovima za prijevoz ljudi (npr. De Havilland Canada DHC-6), pa se mo e zaklju iti da ezadovoljiti i potrebe projektiranog zrakoplova Nixxa.
Jedno od va nijih ograni enja glavnog podvozja jest maksimalni progib, koji ne smijedozvoliti dodir stra njeg dijela zrakoplova sa pistom. Projektirano odstojanje donje ravnine trupa odravnine piste iznosi 75 cm. Budu i da zrakoplov slije e pod nekim napadnim kutem, u trenutkudodira glavnih kota a taj je razmak manji. Progib podvozja uzrokuje daljnje pribli avanje pisti, paga je va no ograni iti na potrebnu mjeru. Odlu eno je da maksimalni progib od 25 cm zadovoljavazadane uvjete.
Slijede i analiti ki prora un ra en je pod pretpostavkom da su glavne noge podvozja gredeuklije tene na jednom kraju, dok na drugom kraju djeluju koncentrirane sile jednake te inizrakoplova. Popre ni presjek grede je kvadrati an, irine w i debljine t, a progib se ra una pojednad bi:
Konceptualno projektiranje podvozja i odre ivanje te ta
Tim Nixxa 2006 146
EIlFS sgp 3
sin3
2 Θ⋅= , uz slijede e vrijednosti: (11.18) [3]
gpS =229.3 mm
Θ = 45° - postavni kut grede (vidi sliku S.07.2)
l = 1626 mm - duljina grede
E=210000 - modul elasti nosti ( elik)
12
3twI ⋅= - moment inercije presjeka (11.19) [3]
w = 150 mm
t = 40 mm
I = 800000 mm4
Slika S.07.2 Savijanje glavne noge podvozja [1_4]
Konceptualno projektiranje podvozja i odre ivanje te ta
Tim Nixxa 2006 147
sF - polovica te ine zrakoplova uve ana za gearN
2/81.9⋅⋅= gearTOs NWF , uz slijede e vrijednosti: (11.14) [3]
TOW = 3651 kg
gearN = 3, faktor optere enja prema tablici (2.18) [1_4]
sF = 53724 N
Vrijednost maksimalnog progiba, gpS te progib u stati kom stanju (dok zrakoplov miruje nazemlji sa maksimalnom poletnom te inom),
staticgpS prikazani su na slici S.07.2 te iznose:
229.3=gpS mm
4.76=staticgpS mm
Nosna noga ima oleopneumatski ubla iva udara, za koju je potrebno prora unati duljinuhoda. Za prora un su potrebni podaci:
- stati ko optere enje prednjeg podvozja po gumi: =maxNSP 2268 lb
- brzina spu tanja prema: =tw 12 ft/s
- ubrzanje sile gravitacije: 18,32=g ft/s2
- broj upornica na prednjem podvozju (najmanji mogu i broj): 1=sppn
- dinami ko optere enje prednjeg podvozja po gumi: =NDP 4168 lb
- faktor optere enja podvozja, prema tablici (2.18) [1_4]: =gN 3
- efikasnost gume za upijanje energije prema tablici (2.17) [1_4]: =tη 0.47
- dozvoljeni progib gume prednjeg podvozja prema jednad bi (2.4) [1_4]:
[ ] =−= 12/)(20 radiusloadedDstpp 0.11 ft ; uz :
§ 0D je vanjski promjer odabrane gume
§ loaded radius je vrijednost o itana iz tablice za odabranu gumu
- efikasnost amortizera za upijanje energije prema tablici (2.17) [1_4]: sη =0.8
Konceptualno projektiranje podvozja i odre ivanje te ta
Tim Nixxa 2006 148
121
5,0 2max
+
⋅−⋅⋅
⋅⋅
=s
tpptgNDspp
tNS
spp
sNPn
gwP
sη
η
(2.11) [1_4]
spps = 0.52 ft
Promjer upornice prednjeg podvozja iznosi:
max0025,0041,0 NSspp Pd ⋅+= (2.13) [1_4]
ftd spp 15.0=
7.3.3 Preliminarni smje taj Osnovna svrha podvozja jest da zrakoplovu omogu i sigurno slijetanje. U tu svrhupromatran je uzdu ni kriterij za prekretanje, koji ka e da kut izme u linije koja spaja te te sato kom dodira glavnog podvozja i vertikale iz te to ke treba biti pribli no 15° (slika S.07.3).Ukoliko je taj kut manji dolazi do opasnosti da zrakoplov sleti pod prevelikim napadnim kutom, tobi uzrokovalo njegovo prekretanje na rep. Ukoliko bi taj kut bio ve i, veliki dio optere enja bi seprenosio na prednju stajnu nogu, koja nije dimenzionirana za takvo ne to. Budu i da u ovoj fazi nisupoznati svi potrebni podaci, uzdu ni kriterij prekretanja e biti razmatran kasnije. Glavno podvozjeje smje teno na udaljenosti 5857 mm od ishodi ta koordinatnog sustava.
Popre ni kriterij osigurava zrakoplovu lateralnu stabilnost prilikom slijetanja i manevriranjana tlu. Ovaj kriterij je zadovoljen ukoliko je kut Ψ (slika S.07.4) manji od 55°. Taj kut je izravnopovezan sa razmakom kota a glavnog podvozja, tako da on odre uje minimalni razmak kota a.Ukoliko je razmak ve i uvjet je lak e zadovoljiti. Polo aj te ta jo uvijek nije poznat, pa epopre ni kriterij prekretanja biti razmatran kasnije. Po etni razmak kota a je 3800 mm.
Konceptualno projektiranje podvozja i odre ivanje te ta
Tim Nixxa 2006 149
Slika S.07.3 Kut za uzdu no prekretanje
Slika S.07.4 Definicija kuteva za bo no prekretanje zrakoplova [1_4]
Konceptualno projektiranje podvozja i odre ivanje te ta
Tim Nixxa 2006 150
7.4 Odre ivanje te ta zrakoplova
7.4.1 Masa i polo aj te ta pojedinih komponenti na zrakoplovu U prvom izvje taju dobivena je ukupna masa te masa praznog zrakoplova na temeljuprocjene pomo u regresijske analize prema bazi podataka sli nih zrakoplova. Tu dobivenu masuzrakoplova iz prvog izvje taja potrebno je raspodijeliti po glavnim komponentama zrakoplova kakobi se moglo odrediti te te. Polo aji te ta pojedinih komponenata nisu u potpunosti poznati ve seodre uju po empirijskim podacima (ref [1]). Raspodjela mase po komponentama se radi premausporedbi sa poznatim zrakoplovima, uz uva avanje specifi nosti na eg projektiranog zrakoplova.
Prema dodatku A iz ref. [1_5], uzeti su slijede i usporedni zrakoplovi kao referentni:• De Havilland Canada DHC-6-300• Beech 65 Queen Air• Beech G50 Twin Bonanza• Cessna 404• Cessna 414• Cessna TP-441• Rockwell 690B
Iz tablice T.07.1 vidljivi su udjeli masa pojedinih komponenata odabranih usporednihzrakoplova. Udjeli masa projektiranog zrakoplova Nixxa, dobiveni su kao prosje ne vrijednosti natemelju usporednih masa navedenih u tablici T.07.1 (crvene, podcrtane vrijednosti izuzete zbogzna ajnijih razlika u odstupanju on projektiranog zrakoplova Nixxa).
Tablica T.07.1 Mase pojedinih komponenata odabranih te projektiranog zrakoplova
Komponenta Oznaka DHC-6 Beech65QA
BeechG50 TB
Cessna404
Cessna414
Cessna441
Rockwell690B Nixxa
Pogon FW pog 0.100 0.219 0.225 0.194 0.206 0.128 0.164 0.131
Fiksna oprema FW fo 0.145 0.123 0.114 0.134 0.167 0.194 0.187 0.137
Krilo FW k 0.101 0.091 0.092 0.102 0.094 0.088 0.098 0.095
Rep FW r 0.020 0.021 0.022 0.022 0.024 0.023 0.020 0.022
Trup FW t 0.134 0.082 0.069 0.073 0.100 0.088 0.135 0.082
Gondole FW g 0.018 0.039 0.045 0.034 0.029 0.026 - 0.032
Podvozje FW d 0.049 0.060 0.055 0.038 0.045 0.035 0.043 0.044
Konceptualno projektiranje podvozja i odre ivanje te ta
Tim Nixxa 2006 151
Pomo i poznatih udjela mase zrakoplova Nixxa (Tablica T.07.1) i poznatom ukupnommasom Nixxe ( 8041=TOW lb), mo emo izra unati mase pojedinih komponenti (koje su prikazane u
Tablici T.07.2), koriste i izraz TOiWi WFW ⋅=' .
Tablica T.07.2 Prva iteracija masa pojedinih komponenata zrakoplova Nixxe
Komponenta iWF 'iW [lb]
Pogon 0.131 1051
Fiksna oprema 0.152 1050
Krilo 0.095 573
Rep 0.022 130
Trup 0.082 662
Gondole 0.032 255
Podvozje 0.044 355
Ukupno 4251=EW lb
Iz prvog izvje taja je poznata masa praznog zrakoplova ( 4967=EW lb). Vidljivo je dapostoji razlika izme u te mase i mase dobivene iz Tablice T.07.2. Tu je razliku potrebnoraspodijeliti po komponentama (prikazano u Tablici T.07.3; komponente ozna ene u crveno ipodvu ene), kako bi se dobila stvarna masa zrakoplova.
Tablica T.07.3 Mase pojedinih komponenata zrakoplova Nixxa
Komponenta iWF iW [lb]
Pogon 0.131 1151
Fiksna oprema 0.152 1100
Krilo 0.095 900
Rep 0.022 350
Trup 0.082 810
Gondole 0.032 300,6
Podvozje 0.044 355
Ukupno 4966.6=EW lb
Konceptualno projektiranje podvozja i odre ivanje te ta
Tim Nixxa 2006 152
Razlika u masi nije raspodijeljena linearno po komponentama zbog specifi nostiprojektiranog zrakoplova (STOL zahtjev je uvjetovao krila velike povr ine i motore velike potrebnesnage). Proporcionalno krilu, raste i povr ina repa, tako da je vi ak u masi prvenstveno raspodijeljenna uzgonske povr ine i motore. Na stajni trap nije dodavana masa jer se radi o fiksnom podvozju, ausporedni zrakoplovi imaju mogu nost uvla enja, pa se smatra da je u te eno na masi mehanizma isustava za uvla enje.
Kako bi se odredilo te te zrakoplova potrebno je osim masa odrediti i te ta pojedinihkomponenti (Y koordinata te ta ne e biti razmatrana jer se ne o ekuju nikakve zna ajne asimetrijeu raspodjeli masa). Koordinatni sustav (tj. ishodi te) definiran je na slici S.07.5.
Preporuke o koordinatama te ta date su u tablici (10.2) [1_2] i za zrakoplov Nixxa iznose:
• Trup: x koordinata te ta je pretpostavljena na 39% duljine, a z koordinata u sredini
• Horizontalni stabilizator: te te je pretpostavljeno na 30% srednje geometrijske tetive
• Vertikalni stabilizator: te te je pretpostavljeno na 30% srednje geometrijske tetive
• Krilo: te te je pretpostavljeno na 40% srednje geometrijske tetive
• Gondole: x koordinata je pretpostavljena na 40% duljine, a z koordinata u sredini
Koordinate te ta slijede ih komponenti su pretpostavljene na temelju iskustvenih faktora:
o Pogon: x koordinata te ta je pretpostavljena na 40% duljine jer je motor masivniji uprednjem dijelu zbog reduktora i elise, a z koordinata u sredini
o Prednje podvozje: x koordinata je na sredini stajne noge, a z na 60% visine zbogpretpostavke da je s gornje strane mehanizam za zakretanje kota a
o Glavno podvozje: x koordinata na sredini stajne noge, a z na polovini visine
o Fiksna oprema: x koordinata u prvom koraku pretpostavljena je na 35% duljine trupa, a zna sredini trupa, prema slici (10.3) [1_2]. Zbog zadovoljavanja uzdu ne stabilnosti (v.Poglavlje 8.3), izmjenjen je polo aj fiksne opreme na 29% duljine trupa, to je mogu enovim na inom smje taja opreme (npr. druga ijim razmje tajem opreme, kombiniraju inosni i repni dio zrakoplova koji su prazni).
o Zarobljeno gorivo i ulje: smje taj ulja i goriva se predvi a u krilo, pa je pretpostavljenipolo aj te ta ulja i goriva isti kao i krila
o Posada: polo aj te ta je pretpostavljen u sredini pilotskog sjedala
o Putnici: polo aj te ta pretpostavljen u sredini izme u drugog i tre eg reda sjedala
Podaci o masama i koordinatama te ta pojedinih komponenata za zrakoplov Nixxa dati suu Tablici T.07.4, a na slici S.07.5 prikazani su polo aji koordinata te ta.
Konceptualno projektiranje podvozja i odre ivanje te ta
Tim Nixxa 2006 153
Tablica T.07.4 Mase i koordinate te ta pojedinih komponenata za zrakoplov Nixxa
Komponenta iW [lb] ix [in] ii xW ⋅ [lb·in] iz [in] ii zW ⋅ [lb·in]
Trup 810 199.2 161 360 66.92 54 213
Horizontalni stabilizator 125 404.2 70 730 97.44 17 052
Vertikalni stabilizator 125 403 70 550 137.2 24 011
Krilo 800 182.5 164 240 104.7 94 250
Pogon 1151 165.35 190 320 105.11 120 990
Gondole 300.6 183.9 55 268 102.3 30 770
Prednje podvozje 88.75 89.76 7 966 33.62 2 984
Glavno podvozje 266.25 228.2 60 745 35.78 9 507
Fiksna oprema1 1300182.8
159.45
20 110
1754066.92 73 622
Zarobljeno gorivo i ulje 40.2 182.49 7 337 104.72 4 210
Posada 375 126 47 259 73.74 27 653
Gorivo 1061 182.5 183 600 104.72 105 360
Putnici 1700 236.2 40 157 62.1 105 555
1 Vrijednosti novog polo aja fiksne opreme ozna ene crvenom bojom i podvu ene
Konceptualno projektiranje podvozja i odre ivanje te ta
Tim Nixxa 2006 154
Slika S.07.5 Polo aji koordinata te ta pojedinih komponenata zrakoplova Nixxa
Konceptualno projektiranje podvozja i odre ivanje te ta
Tim Nixxa 2006 155
7.4.2 Polo aj te ta zrakoplova za razli ite scenarije ukrcaja Zrakoplovu se tijekom eksploatacije kontinuirano mijenja polo aj te ta, kako u letu tako ina zemlji. U letu je to uglavnom zbog potro nje goriva, a u na em slu aju i zbog iskakanjapadobranaca. Na zemlji zrakoplov mo e biti u potpunosti prazan ( EW ), ili u potpunosti pun ( TOW ).Kako se mijenja masa pojedine komponente, tako se i mijenja polo aj te ta. Obradit e se 5slu ajeva koji pokrivaju razli ite mogu e slu ajeve polo aja centra te ta zrakoplova, to se mo evidjeti i iz Slike S.07.6.
Nove vrijednosti zbog mijenjanja polo aja fiksne opreme, ozna ene su apostrofom « ' ».
Ø Prazan zrakoplov ( EW )
Scenarij praznog zrakoplova uklju uje konstrukciju zrakoplova (trup, krilo, rep), pogon,gondole, podvozje i fiksnu opremu.
Ø Polo aj te ta za prazan zrakoplov ( EW ) ra una se prema izrazima:
( )E
Eii
W
xWx ∑ ⋅
=1
( )E
Eii
W
zWz ∑ ⋅
=1 , uz:
- masa praznog zrakoplova , 4967=EW lb
- zbroj momenata masa promatranih komponenti, ( )Eii xW∑ ⋅
1x = 197.82 in 1x ' = 191.99 in 1z = 86.1 in
Ø Prazan zrakoplov + posada + zarobljeno gorivo i ulje ( OEWW )
( )
OE
OEii
W
xWx ∑ ⋅
=2
( )
OE
OEii
W
zWz ∑ ⋅
=2
- masa operativnog praznog zrakoplova , 5382=OEW lb
- zbroj momenata masa promatranih komponenti, ( )OEii xW∑ ⋅
2x =192.7 in 2x ' =187.318 in 2z =85.34 in
Ø Zrakoplov operativne mase ( OEWW ) + putnici
( ) ( )
POE
putniciiiOEii
WW
xWxWx
+
⋅+⋅=∑
3
( ) ( )
POE
putniciiiOEii
WW
zWzWz
+
⋅+⋅=∑
3
- masa operativnog zrakoplova sa putnicima, 7082=+ POE WW lb
3x =203.15 in 3x ' = 199.057 in 3z =79.76 in
Konceptualno projektiranje podvozja i odre ivanje te ta
Tim Nixxa 2006 156
Ø Zrakoplov operativne mase ( OEWW ) + gorivo
( ) ( )
FOE
gorivoiiOEii
WW
xWxWx
+
⋅+⋅=∑
4
( ) ( )
FOE
gorivoiiOEii
WW
zWzWz
+
⋅+⋅=∑
4
- masa operativnog zrakoplova sa gorivom, 6388=+ FOE WW lb
4x =191.1 in 4x ' =186.55 in 4z =88.39 in
Ø Zrakoplov operativne mase ( OEWW ) + putnici + gorivo = Zrakoplov ukupnepoletne mase ( TOWW )
( )TO
TOii
WxW
x∑ ⋅
=5( )
TO
TOii
WzW
z∑ ⋅
=5
- ukupna poletna masa zrakoplova sa gorivom i putnicima, 8088=TOW lb
5x =200.58 in 5x ' = 196.98 in 5z =82.86 in
Slika S.07.6 Dijagram pomaka te ta zrakoplova Nixxa za razli ite scenarije optere enja
Konceptualno projektiranje podvozja i odre ivanje te ta
Tim Nixxa 2006 157
Iz slike S.07.6 vidljivi su ekstremni polo aji za razli ite scenarije ukrcaja. Vidljivo je dascenarij 3 (crvena to ka) daje polo aj te ta najbli e glavnom podvozju, dok scenarij 4 (zelenato ka) daje polo aj te ta koji je najudaljeniji od glavnog podvozja.
4min xxcg = =191.1 in 3max xxcg = =203.15 in
'' 4min xxcg = =186.55 in 3max xxcg = =199.057 in
Razlika izme u tih to aka predstavlja rasipanje (C. G. margin) i iznosi:
=−= minmax cgcg xxR 12.05 in =−= ''' minmax cgcg xxR 12.5 in.
Prema tablici (10.3)[1_2], za dvomotorne turbopropelerske zrakoplove rasipanje se kre e ugranicama od 9-15 inch, to zna i da je C. G. margin kod zrakoplova Nixxe zadovoljavaju i.
7.4.3 Zadovoljavanje kriterija prekretanja Sa poznatim polo ajem te ta mogu e je provjeriti uvjete prekretanja.
Ø Uzdu ni kriterij prekretanja
Uzdu ni kriterij prekretanja je zadovoljen ukoliko je kut °≈ 15α , a provjerava se poizvedenoj formuli prema slici S.07.4 (tj. prema slici (9.1a)[1_2]):
−
−=
pistecg
cggp
zzxx
amax
maxtanα = 21.8°
Ovako veliki kut uzrokuje pove ano optere enje prednje noge prilikom slijetanja, to jenedopustivo te je potrebno smanjiti razmak izme u te ta i glavne noge podvozja. Pomicanjepodvozja uzrokuje promjene polo aja te ta itavog zrakoplova, tako da je potrebno provestinekoliko iteracija kako bi se dobio odgovaraju i kut α 15°. Nakon nekoliko iteracija novi polo ajpodvozja gpx te novi kut α , iznose:
5505=gpx mm; α = 15.00°
Ø Bo ni kriterij prekretanja
Bo ni kriterij prekretanja je zadovoljen ukoliko je kut ψ 55°, a provjerava se po izvedenojformuli prema slici S.07.4 (tj. prema slici (9.1a)[1_2]):
=
−=
ψ
ψI
zz pistecg maxarctan 54.71°, uz:
4max zzcg = - jer scenarij 4 daje najvi i polo aj te ta, a time i najkriti niju vrijednost
=pistez 1.15 ft
( ) 56.1sin4 =⋅−= εψ ppxxI in , uz:
−=
ppgp
mg
xxy
arctanε =29.74°
Konceptualno projektiranje podvozja i odre ivanje te ta
Tim Nixxa 2006 158
7.5 Zaklju ak Projektirani zrakoplov Nixxa nema mogu nost uvla enja podvozja, ime se u tedjelo namasi i prostoru jer nije potrebno spremi te za podvozje. Budu i da glavno podvozje nema nikakvihprigu iva a, tj. sva energija slijetanja se tro i na deformaciju grede, probalo se odabrati gume todebljeg profila kako bi i one sudjelovale u prigu enju. Tako er se poku alo odabrati i gume ve egpromjera kako bi se pobolj alo upijanje neravnina prilikom slijetanja i polijetanja sa neravnih,travnatih terena. S obzirom da je literatura (ref [1_4]) po kojoj je vr en odabir guma iz '86., trebalobi detaljnije istra iti kataloge dana njih proizvo a guma, kako bi se dobio bolji uvid u situaciju natr tu.
Te te zrakoplova je postavljeno tako da zadovoljava uvjete prekretanja zrakoplova, to sepostiglo pomicanjem glavnog podvozja. Razmatraju i raspodjelu masa zaklju eno je da je velikakoncentracija mase u podru ju krila jer se tu nalaze motori, gorivo, a i samo krilo, kao najte ekomponente. Iz tih razloga se poku alo smjestiti upornice krila u ravnini glavnog podvozja kako bise zatvorio trokut sila, ime bi se izbjegla dodatna oja anja konstrukcije. Ukoliko e u prora unustabilnosti biti potrebno pomicati krila, to e sigurno imati zna ajan utjecaj na polo aj te ta, a timei na uvjete prekretanja, pa e vjerojatno trebati ponoviti prora un kroz nekoliko iteracija kako bi bilizadovoljeni svi uvjeti.
7.6 Izvje taj o radu
Razrada zadatkaProgramiranje
(Matlab)
Crtanje
(SolidWorks)Izrada izvje taja
Izvje taj 7Filip Bundalo
Danijel Vujica
Danijel Vujica
Filip Bundalo
Filip Bundalo
Danijel Vujica
Nikolina BariFilip Bundalo
Danijel Vujica
Danijel Posavec
7.7 Literatura[1_2] Roskam, J., "Airplane Design (Part 2: Preliminary Configuration Design and Integration
of the Propulsion System)", DARcorporation, Lawrence, Kansas, 1985.
[1_4] Roskam, J., "Airplane Design (Part 4: Layout Design of Landing Gear and Systems)",DARcorporation, Lawrence, Kansas, 1985
[1_5] Roskam, J., "Airplane Design (Part 5: Component Weigth Estimation)", DARcorporation,Lawrence, Kansas, 1985.
Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 159
8 Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I)
8.1 Lista simbola
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
A - - vitkost krila (aspektni odnos)
hAR - - vitkost horizontalnog repa
vAR - - vitkost vertikalnog repa
hLC α1−rad 1−rad nagib pravca uzgona horizontalnog repa
wLC α1−rad 1−rad nagib pravca uzgona krila na 12000 ft
( ) 0=MwLC α1−rad 1−rad nagib pravca uzgona pri 0=M
wfLC α1−rad 1−rad nagib pravca uzgona krila u prisustvu trupa
βNC 1−rad 1−rad gradijent zrakoplova po kutu skretanja
fNC β1−rad 1−rad gradijent trupa po kutu skretanja
rNC δ1−rad 1−rad gradijent zrakoplova po kutu otklona kormila pravca
rYC δ1−rad 1−rad gradijent bo ne sile zbog otklona kormila pravca
Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 160
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
F - - supstituiraju i nazivnik u izrazu za specifi ni pomak ACkrila
AK - - koeficijent interferencije za utjecaj vitkosti krila
hK - - koeficijent interferencije za utjecaj horizontalnog repa
NK - - faktor utjecaja Reynoldsovog broja trupa na stabilnost popravcu
RLK - - koeficijent interferencije trup – krilo za stabilnost popravcu
vK - - udio nagiba pravca uzgona aeroprofila vertikalnog repaprema π•2
vhK - - faktor veli ine horizontalnog repa prema vertikalnomrepu
wK - - udio nagiba pravca uzgona krila prema π•2
wfK - - koeficijent interferncije trup – krilo
λK - - koeficijent interferncije za utjecaj su enja krila
M - - Machov broj na 12000 ft za brzinu krstarenja
0M - - nulti Machov broj
mcM - - Machov broj na razini mora za brzinu kriti nog momenta
Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 161
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
DN mkg • ftlb • moment skretanja kojeg stvara jedan neispravan motor
crittN mkg • ftlb • kriti ni moment skretanja pri otkazu motora
SM - - stati ka margina
TOT kg lb pogonska sila jednog motora
a sm kt lokalna brzina zvuka na 12000 ft
αddM ( ) omkg • ( ) oinlb • gradijent momenta valjanja prema napadnom kutu
hh m ft visina AC horizontalnog repa prema korijenoj tetivi krila
k ′ - - korekcijski faktor za nelinearne efekte
hl m ft udaljenost AC horizontalnog repa od AC krila
q psf dinami ki tlak na 12000 ft pri brzini krstarenja
mcq psf srednji dinami ki tlak na 12000 ft pri brzini krstarenja
20 Mq psf omjer dinami kog tlaka na razini mora i kvadrata
Machovog broja
crv sm kt krstare a brzina
Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 162
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
mcv sm kt brzina kriti nog momenta
sLv sm kt brzina gubitka uzgona pri slijetanju
fiw m ft irine sredina pojedinih sekcija trupa
facx m ft pomak AC krila zbog prisustva trupa uz krilo
Aacx - - specifi ni pomak AC krila zbog prisustva cijelekonfiguracije prema aerodinami koj tetivi
facx - - specifi ni pomak AC krila zbog prisustva trupa uz kriloprema aerodinami koj tetivi
wacx - - specifi ni pomak AC krila zbog prisustva trupa uz kriloprema aerodinami koj tetivi
wfacx - - specifi ni pomak AC krila zbog inerferencije trupa i krilaprema aerodinami koj tetivi
aftcgx - - specifi ni polo aj stra njeg ekstrema te ta premaaerodinami koj tetivi
hx m ft udaljenost AC horizontalnog repa od izlazne to kekorijene tetive krila
ix m ft udaljenost sredina pojedinih sekcija trupa
vx m ft krak vertikalnog repa
ty m ft Krak kriti nog motora
Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 163
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
vz m ft visina AC vertikalnog repa prema visini stra njegekstrema te ta
xi m ft duljine pojedinih sekcija trupa
2CΛ rad rad kut strijele krila na polovici tetive
4CΛ rad rad kut strijele krila na etvrtini tetive
hC 2Λ rad rad kut strijele horizontalnog repa na polovici tetive
vC 2Λ rad rad kut strijele vertikalnog repa na polovici tetive
β - - faktor utjecaja Machovog broja na aerodinami kupovr inu
0β - - faktor utjecaja Machovog broja na aerodinami kupovr inu pri M = 0
rδ o o otklon kormila pravca
( )hdd αε - - savijanje struje za horizontalni rep
( ) 0, =hhhdd αε - - pojednostavljeno savijanje struje za horizontalni rep
( )idd αε - - savijanje struje za pojedine sekcije trupa
wλ - - su enje krila
Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 164
8.2 UvodOvo je osmi izvje taj o projektiranju zrakoplova u kojem se vr i provjera stabilnosti.
Stabilnost je podijeljena na uzdu nu i bo nu, a provjera upravljivosti odnosi se na slu aj otkazajednog motora, pri emu kormilo pravca mora biti provjereno na mogu nost poni tenja momentaskretanja. Prema ref. [1_2], zrakoplov Nixxa spada u kategoriju zrakoplova sa uro enomstabilno u, tj. u kategoriju 3 (dvomotorni propelerom pogonjeni zrakoplovi) te e se zbognavedenog razloga vr iti analiza za upravljanje zrakoplovom bez povratne veze (uro ena stabilnost).
8.3 Stati ka uzdu na stabilnostUzdu na stabilnost u ovisnosti je o polo aju i veli ini horizontalnog stabilizatora. U
nacrtanom dijagramu prikazuje se ovisnost aerodinami kog centra zrakoplova, Aacx u ovisnosti o
povr ini horizontalnog stabilizatora, hS , za zadani stra nji polo aj te ta, aftcgx . Uzdu nastabilnost bit e zadovoljena ako se stati ka margina, SM nalazi unutar dozvoljenih 10 %(izraz (11.3)[1_2] te slika (11.1)[1_2]). Tako er treba odrediti i povr inu horizontalnogstabilizatora, hS uz propisanu stati ku marginu. Dobivenu vrijednost uspore uje se s rezultatom V -metode (izvje taj broj est). Ukoliko je razlika ve a od propisane potrebno je ponovo provestiizra un te ine i balansa.
accg xxSM −= max (11.3) [1_2]
8.3.1 Polo aj aerodinami kog centra zrakoplovaZa izra unavanje aerodinami kog centra zrakoplova koristi se izraz (11.1) [1_2] i me uizraz
(11.2) [1_2], u koje se uvr tava omjer Sh/S, gdje je Sh veli ina dobivena pri dimenzioniranjuhorizontalnog repa pomo u volumnih koeficijenata.
FC
xSSc
dd
CxSS
dd
Cxx
wfL
cach
cLhachh
hL
wfacAac1
11⋅
⋅
⋅
−⋅−⋅
⋅
−⋅+=
α
αα αε
αε
(11.1) [1_2]
• uz supstituciju F definiranu kao slijede i izraz:
wfL
chcL
hhhL
CSS
dd
CSS
dd
CF
α
αα αε
αε
⋅
−⋅+
⋅
−⋅+=
111 (11.2) [1_2]
• uz slijede i odabir vrste zrakoplova:
Ø zrakoplov sa stra njim smje tajem repa:
0=cS
Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 165
hS - nezavisna varijabla
Ø zrakoplov sa kanardima:
cS - nezavisna varijabla
0=hS
Ø zrakoplov sa trima povr inama (kanard, krilo i repna povr ina)
ch
SS - fiksan omjer
hS - nezavisna varijabla
- zrakoplov Nixxa promatramo kao zrakoplov sa stra njim smje tajem repa teusvajamo: 0=cS , a hS promatramo kao nezavisnu varijablu
U jednad bi (11.1) [1_2] te (11.2) [1_2] pojavljuju se slijede e oznake:
acwfx - polo aj aerodinami kog centra kombinacije krilo – trup
acwx - polo aj aerodinami kog centra krila
acfx∆ - pomak aerodinami kog centra uslijed utjecaja trupa zrakoplova
WlC α - gradijent uzgona kombinacije krilo-trup
hlC α - gradijent uzgona horizontalnog repa
αε
dd h - otklon struje
8.3.1.1 Polo aj aerodinami kog centra kombinacije krilo – trup
Polo aj aerodinami kog centra spoja krilo-trup, wfacx dobiva se iz izraza (8.83) [1_6]:
facwacwfac xxx += (8.83) [1_6]
Ø mgcacwac nnx −= , definirano na slici (8.97a) [1_6] (8.84) [1_6]
Ø Udaljenosti acn i mgcn ra unaju se prema jednad bi (8.73) [1_6], jer na zrakoplov ima5>A te º35<Λ , a u protivnom pomo u slike (8.100) [1_6]:
cnn mgcac ⋅+= 25.0 , uz: (8.73) [1_6]
•4
tan bn LEmgc ⋅Λ= iz geometrije sa slike (8.97) [1_6]
982.0=mgcn ft
Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 166
• MAGcc = ; to je izra unato u Izvje taju 5:
Ø2
trMAG
ccc +=
5.568=MAGc ft
Nakon uvr tavanju u izraz (8.73) [1_6], dobivaju se slijede i rezultati:
982.0=mgcn ft
5.568== MAGcc ft
cnn mgcac ⋅+= 25.0 (8.73) [1_6]
374.2=acn ft
Nakon uvr tavanja svih gore izra unatih vrijednosti u izraz (8.84) [1_6], dobije se vrijednostaerodinami kog centra zrakoplova koja iznosi:
392.1982.0374.2 =−=−= mgcacwac nnx ft (8.84) [1_6]
2474.0==MAG
wacwac c
xx
Pomak aerodinami kog centra ra una se prema jednad bi (8.85) [1_6]:
Øw
facCcSq
ddM
x⋅⋅⋅
−= (8.85) [1_6]
Gradijentαd
dM dobiva se iz izraza (8.86) [6]:
∑=
∆⋅
⋅⋅⋅=
13
1i
2i
L
08.036.5w
ii
xddw
CqddM
αε
αα (8.86) [1_6]
αddM =1569.6 ( ) oinlb •
Koeficijentiifw i ix∆ ra unaju se prema (8.2.5.1) [1_6], tj. prema slici (8.112) [1_6] te su
za na zrakoplov dani u tablici T.08.1, a obja njeni na slici S.08.1.
Vrijednostiid
d
αε navedene su u tablici T.08.1, a dobivaju se:
o itavanjem prema krivulji 1 iz dijagrama (8.115) [1_6] za i = 1… 4;
o itavanjem prema krivulji 2 iz dijagrama (8.115) [1_6] za i = 5;
o izra unavanjem prema jednad bi (8.87) [1_6] za i = 6…13.
Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 167
−⋅
=
αε
αε
dd
xx
dd
h
i
i
1 , uz: (8.87) [1_6]
vrijednosti ix te hx definirane su na slici (8.116) [1_6], a navedene su u tablici T.08.1.
• gradijent otklona struje na horizontalnom stabilizatoru,αε
dd :
( )( )
( )0
191
21
4cos444=
⋅
⋅⋅⋅=
MWL
MWL.
c/hA C
CKKK.
α
(8.45) [1_6]
( )( )
( )0
191
21
0cos0216.1128.108.0444=
⋅
⋅⋅⋅=
MWL
MWL.
C
C.
α
= 0.3225 uz:
§ Koeficijent interferencije za utjecaj vitkosti krila prikazan je na slici (8.65a) [1_6]:
( )7.1111AA
K A +−
= (8.46) [1_6]
08.0=AK
§ Koeficijent interferencije za utjecaj su enja krila prikazan je na slici (8.65b) [1_6]:
−
=7
310 λλK (8.47) [1_6]
128.1=λK
§ Koeficijent interferencije zbog horizontalnog repa prikazan je na slici (8.65c) [1_6]:
31
2
1
⋅
−=
bl
bh
Kh
h
h(8.48) [1_6]
214.1=hK
Uz parametre hh te hl definirane na slici (8.66) [1_6], polo aj hor. stabilizatora iznosi:
hh = 0.54 ft
hl = 15.1 ft
Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 168
8.3.1.2 Gradijent uzgona krilaGradijent koeficijenta uzgona za krilo nakon uvr tavanja dolje navedenih vrijednosti iznosi:
( )412
2C
22
2
2
22WL
+
+
⋅+
⋅⋅=
tg
kA
A
cMα
(8.22) [1_6]
( )4
971.0018.21
)0178.0(971.0102
102C
2
2
2
22WL
+
+
⋅+
⋅⋅=
tgMα
( ) =MWLC α 5.3582
Analogno se izra unava i gradijent koeficijenta uzgona za krilo pri M=0:
( ) ==0L W
CMα 5.3487
vS
bA2
= (8.23) [1_6]
10=A
v 21-M= (8.24) [1_6]
971.0=β
Uz Machov broj M dobiven za visinu 12 000 iz jednad be (4.3) [1_6]
cruise
cruiseaV
M = (4.3) [1_6]
633150
=M
237.0=M
v ( )ck Ml
⋅= =
20 (8.25) [1_6]
Uz parametar ( )oMlc
=αitan iz tablice (8.1b) [1_6] za aeroprofil krila NACA 64(1)-412:
( ) 0.112==oMlc α
Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 169
k⋅
⋅=
23.571153.0
0214.1=k
v 2c - kut strijele polu-tetive ra una se iz geometrije trapeznog
krila, a odnosi 2c , 4/c te LEΛ definirani su na slici (8.45-46) [1_6]
−
=
= −
55.7745852.45503.6arctanarctan2 b
cc trc
018.22 =c º
8.3.1.3 Gradijent uzgona horizontalnog stabilizatoraGradijent koeficijenta horizontalnog stabilizatora nakon uvr tavanja dolje navedenih
vrijednosti analogno formulama iz Poglavlja 8.3.2, iznosi:
412
2
22
2
2
22+
+
⋅+
⋅⋅=
tg
kA
AC
c
h
hhLα
(8.22) [1_6]
799.3=hLC α
v 7.3=hA (8.23) [1_6]
v 971.0=β (8.24) [1_6]
v 237.0=M (4.3) [1_6]
v( )c
k Mh ⋅
= =
20 (8.25) [1_6]
=hk 1.0032
Uz parametar ( ) 109.0==oMlc α
- o itano iz tablice (8.1a) [1_6] za aeroprofil horizontalnog
stabilizatora NACA 0012.
Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 170
8.3.1.4 Gradijent uzgona kombinacije krilo – trupKoeficijent interferencije krilo - trup ra una se prema formuli (8.44) [1_6]:
2
25.0025.01
−
+=
bd
bd
K ffwf (8.44) [1_6]
=wfK 1.003
Gradijent uzgona krila poznat je iz Poglavlja 8.3.1.2 i iznosi:
( ) =MWLC α 5.3582
Gradijent uzgona krila ra una se prema izrazu
3596.5=⋅=Wwf LwfL CKC αα (8.43) [1_6]
Slika S.08.1 Presjeci trupa Nixxe
Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 171
Tablica T.08.1 Karakteristi ne dimenzije trupa Nixxe
Presjek, iid
d
αε
ix [mm] ix∆ [mm] iw [mm] ii
xddw ∆⋅
⋅
αε2
i
1 1.1 3420 760 500 7.37
2 1.18 2660 760 1170 43.33
3 1.25 1900 760 1420 67.59
4 1.35 1140 760 1500 81.37
5 3.6 380 760 1500 216.99
6 1.31 499 998 1500 103.81
7 1.6 1497 998 1500 127.31
8 1.82 375 750 1500 108.64
9 2.05 1125 750 1500 121.86
10 2.27 1875 750 1400 135.129
11 2.49 2625 750 1100 79.84
12 2.71 3375 750 700 35.3
13 2.94 4125 750 250 4.86
Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 172
8.3.2 Stati ka marginaStati ka margina vidljiva je iz slike S.08.2, a ra una se prema izrazu (11.3) [1_2]:
accg xxSM −= max (11.3) [1_2]
Na slici S.08.2 se promatra promjena polo aja aerodinami kog centra sa promjenompovr ine horizontalnog stabilizatora (plava linija). Ona povr ina koja zadovoljava stati ku marginuod 10% predstavlja rje enje koje zadovoljava uzdu nu stabilnost.
Stra nji grani ni polo aj te ta izra unat je u Izvje taju 7, poglavlje 7.4.2 te iznosi:
3max xxcg = = 199.06 in - koordinatni sustav definiran je na slici S.07.5
Budu i da su sve veli ine normirane s duljinom aerodinami ke tetive, relativna vrijednoststra njeg grani nog polo aja te ta (stra nji grani ni polo aj te ta mjeren od napadne ivicepodijeljen sa duljinom srednje geometrijske tetive) iznosi:
cgmaxx = 0.25
Dobivena povr ina za koju stati ka margina iznosi 10% iznosi 74=hS ft2 (vidi sl. S.08.3).
74=hS ft2
Volumenskom metodom dobivena povr ina iznosila je 76.3 ft2, to zna i da je razlika manjaod 10%, tj. ona iznosi 3%, to ukazuje na injenicu da zrakoplov Nixxa zadovoljava kriterijuzdu ne stabilnosti.
Slika S.08.2 Stati ka margina kod uzdu ne stabilnosti zrakoplova Nixxa
Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 173
8.4 Stati ka stabilnost po pravcuZa potreban prora un stati ke stabilnosti po pravcu potrebno je odrediti slijede e parametre:
Ä Nagib pravca uzgona aeroprofila na vertikalnom repu sa utjecajem stla ivosti 0≠MvlC α
=−
=≠ 20
01 M
cC vlMvl
αα 6.487 (8.1) [1_6]
gdje je:
o =0vlc α 6.303 - nagib pravca uzgona aeroprofila vert. stabilizatora NACA 0012
o =M 0.273 - Machov broj na 12000 ft
Ä Udio nagiba pravca uzgona za aeroprofil vertikalnog repa vk
=⋅
= =
πα
20Mvl
vck 1.0325 (8.25) [1_6]
Ä Efektivni aspektni odnos vertikalnog stablizatora, effvA
−⋅+⋅⋅= 11)(
)()(fv
hfvvhv
vfv
effv AAKAA
AA =1.94, uz: (10.29) [1_6]
• =v
vf
ARAR
1.46 - udio vitkosti vertikalnog stabilizatora u prisustvu trupa prema
vitkosti istog vertikalnog stabilizatora prema slici (10.14) [1_6]
• =vAR 1.2 - stvarna vitkost vertikalnog stabilizatora
• =vhK 1.05 - faktor veli ine horizontalnog stabilizatora prema vertikalnomstabilizatoru (prema slici (10.6) [1_6])
• =fv
hfv
ARAR
1.1 - udio vitkosti vertikalnog stabilizatora u prisustvu horizontalnog
stabilizatora i trupa prema vitkosti vertikalnog stabilizatora u prisustvu trupa (premaslici (10.15) [1_6])
Ä Gradijent trupa po kutu skretanja fnC β
=⋅
⋅⋅⋅⋅−=
bSlS
KKC fbsRLNfn 357,β - 0.0441 (10.42) [1_6]
pri emu je:
o =NK 0.0015 - faktor interferencije krilo-trup za stab. po pravcu prema sl. 10.28 [1_6]
o =RLK 1.8 - faktor utjecaja Reynoldsovog broja trupa na stabilnost po pravcu premasl. (10.29) [1_6]
Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 174
o =bsS 144 ft2 - povr ina bo ne projekcije trupa prema 10.28
o 15.34=fl m - duljina trupa
o 310=S ft2 - povr ina krila
o 68.55=b ft - raspon krila
Ä Nagib pravca uzgona za vertikalni rep vLC α
=
+
Λ+⋅
⋅+
⋅⋅=
4tan
12
2
22
22
β
β
πα
vC
v
v
vvL
kA
AC 2.468 (8.22) [1_6]
gdje je:
o =vA 1.2 - vitkost vertikalnog stabilizatora
o =β 0.971 - faktor utjecaja Machovog broja na 12000 ft na aerodinami ku povr inu
o =vk 1.0325 - udio nagiba pravca uzgona za aeroprofil vertikalnog stabilizatoraprema jednad bi (8.25) [1_6]
o =Λ vC 2 0.4778 rad - kut strijele vertikalnog stabilizatora na polovici tetive
Gradijent zrakoplova po kutu skretanja, βnC izra unava se prema izrazu (11.8) [1_2]:
180π
αββ ⋅
⋅⋅+=bx
SSCCC vv
vLfnn (11.8) [1_2]
pri emu je:
o =fnC β - 0.0441 - gradijent trupa po kutu skretanja
o =vLC α 2.4687 - nagib pravca uzgona za vertikalni rep
o 5.52=vS ft2 - povr ina vertikalnog stabilizatora
o 310=S ft2 - povr ina krila
o 68.55=b ft - raspon krila
o vx = 13.45 ft - krak vertikalnog stabilizatora
Zrakoplov Nixxa spada u kategoriju zrakoplova sa uro enom stabilno u te se vr i analizaupravljanja zrakoplovom bez povratne veze (tzv. uro ena stabilnost, eng. Inherent stability). Premajednad bi (11.9) [1_2], vr i se pretpostavka da gradijent zrakoplova po kutu skretanja mora iznositi:
0010.0=βnC po stupnju (11.9) [1_2]
Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 175
Za zadani βnC , prema slici S.08.3 povr ina vertikalnog stabilizatora iznosi =vS 52.5 ft2.Prema volumenskoj metodi dobivena povr ina iznosila je 48.5 ft2, to zna i da je razlika manja od10%, tj. ona iznosi 8 %, to ukazuje na injenicu da zrakoplov Nixxa zadovoljava kriterij bo nestabilnosti.
Slika S.08.3 Gradijent zrakoplova po kutu skretanja (bo na stabilnosti zrakoplova Nixxa)
Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 176
8.5 Minimalna brzina upravljivosti s otkazom jednog motoraZa pretpostavljeni slu aj otkaza jednog motora izvr en je prora un kako bi se zadovoljio
maksimalni otklon kormila pravca koji ne smije biti manji od 25 stupnjeva. Za takav pretpostavljenislu aj otkaza motora, pojavljuje se otpor zaustavljenog motora, pri emu treba voditi ra una dadrugi motor radi punom snagom da bi se zrakoplov odr ao u zraku.
Za prora un jednad be (11.18) [1_2], potrebne su dolje navedene vrijednosti:
o25<
⋅⋅⋅+
=rnmc
crittDr CbSq
NN
δδ (11.18) [1_2]
• Povr ina krila 310=S ft2
• Raspon krila 68.55=b ft
• Moment zbog otpora motora (budu i da zrakoplov Nixxa ima propeler promjenjivog koraka)
=⋅= crittD NN 1,0 792 N errata sheets (11.14) [1_2]
• Kriti ni moment koji stvara jedan motor
=⋅= tTOcritt yTN 7920 (11.12) [1_2]
pri emu je:
o =TOT 1100 lb - pogonska sila jednog motora koja se izvodi prema slici (3.8)[1_1) za ve prije izra unatu vrijednost 400== engineoneTO PP HP
o =ty 2.2 m - krak motora od sredi nje linije zrakoplova, prema slici (11.5) [1_2]
• Dinami ki tlak na razini mora pri brzini kriti nog momenta
=⋅
= 22
0mcmc M
Mqq 16.545 psf prilog A [1_6]
pri emu je:
Ø ==0a
vM mcmc 0.1057 - Machov broj za brzinu krit. momenta prema prilogu A [1_6]
gdje je :
§ =⋅= sLmc v,v 21 79.93 kts – minimalna brzina upravljivosti pri kojojprovjeravamo stabilnost, prema jednad bi (11.17) [1_6]
§ =0a 661.6 – lokalna brzina zvuka na razini mora prema prilog A [1_6]
Ø =
2
0
Mq 1481 - omjer dinami kog tlaka i kvadrata Machovog broja na razini
mora prema prilogu A [1_6]
Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 177
• Gradijent zrakoplova po kutu otklona kormila pravca ra una se prema (10.125) [1_6]:
=+⋅
⋅−=b
zxCC vvryrn
ααδδ
coscos-0.0744 (10.125) [1_6]
gdje je:
Ø =vx 16.24 ft – krak vertikalnog stabilizatora
Ø =vz 5.8 ft – visina AC vertikalnog stabilizatora prema visini stra njeg ekstremate ta (prema slici (10.27) [1_6])
Ø =α 3° – napadni kut (vidi sliku (10.27) [1_6])
Ø 68.55=b ft – raspon krila
Ø Gradijent bo ne sile zbog otklona kormila pravca ryC δ , iznosi:
⋅
′⋅⋅
⋅⋅⋅=
lc
LC
vltheoryl
theoryl
LvvLbry c
kcc
CSSCKC
0 δ
δ
αδ
δ
δαδ α
α (10.123) [1_6]
=ryC δ 0.255
pri emu je:
§ =bK 0.95 - faktor raspona zakrilaca prema slici (8.51) te (8.52) [1_6]
§ 5.52=vS ft2 - povr ina vertikalnog stabilizatora
§ 310=S ft2 - povr ina krila
§ =theoryl
Lc
C
δ
δ 0.99 - omjer nagiba pravca uzgona sa izvu enim zakrilcem prema
teorijskom nagibu (prema slici (8.15) [1_6])
o =theorylc δ 5.5 – teorijski nagib pravca uzgona sa izvu enim zakrilcemprema slici (8.14)
§ =′k 0.65 - korekcijski faktor za nelinearne efekte prema [1_6], sl.8.13
§ =0vlc α 0.11 - nagib pravca uzgona aeroprofila vertikalnog stabilizatora zaNACA 0012
§ =l
l
c
C
δ
δ
α
α1.15 - omjer prirasta napadnog kuta prema [1_6], sl.8.53
§ =vLC α 2.4687 - izmijenjeni nagib pravca uzgona za vertikalni stabilizator,koji prema jednad bi (8.22) [1_6] iznosi:
Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 178
4tan
12
2
22
22
+
Λ+⋅
+
⋅⋅=
⋅
β
π
β
α
vC
v
veff
veffvL
kAR
ARC (8.22) [1_6]
gdje je:
o =β 0.9716 – faktor utjecaja Machovog broja na 12000 ft na aerodinami kupovr inu
o =vk 1.0325 – udio nagiba pravca uzgona aeroprofila vertikalnog stabilizatora
o =Λ vC 2 0.4887 – kut strijele vertikalnog stabilizatora na polovici tetive
o =effvAR 1.9360 – efektivna vitkost vertikalnog stabilizatora koja se ra unaprema jedna dbi (8.22) [1_6] (vidi Poglavlje 8.4):
−⋅+⋅⋅= 11)(
)()(fv
hfvvhv
vfv
effv AAKAA
AA = 1.9360 (10.29) [1_6]
Uz prethodno dobivene vrijednosti mo e se odrediti vrijednost izraza (11.18) [1_2]:
=⋅
⋅⋅⋅+
=π
δδ
180
rnmc
crittDr CbSq
NN - 23.5 ° (11.18) [1_2]
Dobivena vrijednost =rδ - 23.5 ° zadovoljava uvjet da o25<rδ , to ukazuje na injenicuda zrakoplov Nixxa zadovoljava kriterij upravljivosti u slu aju otkaza jednog motora.
Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 179
8.6 Zaklju ci
Uzdu na stabilnost zrakoplova ovisi o povr ini horizontalnog stabilizatora te o stra njempolo aju centra te ta. Povr ina stabilizatora je ograni ena rje enjima koji su dani volumenskommetodom, tako da se ne smije razlikovati od tih rje enja za vi e od 10%. Da bi se zadovoljio tajuvjet bilo je potrebno pomicati centar te ta zrakoplova. Promjena centra te ta rezultirapromjenom stabilnosti podvozja, to iziskuje promjenu polo aja podvozja. Promjena polo ajapodvozja tako er ima utjecaja na te te zrakoplova, tako da je bilo potrebno provesti nekolikoiteracija kako bi se zadovoljili nabrojeni uvjeti.
Tolerancija od 10% u odnosu na volumensku metodu mo e biti pozitivna i negativna, tj.,mogu e je dobiti povr inu ve u za 10 % i manju za 10%. Kroz nekoliko iteracija te ilo se dobivanjuim manje povr ine, a koja zadovoljava sve uvjete, jer zrakoplovom dominiraju velike repne
povr ine, to djeluje neproporcionalno prema trupu zrakoplova.
Kod bo ne stabilnosti, vertikalni stabilizator dobiven prija njim prora unima tako er nijezadovoljavao uvjete. Da bi se zadovoljio bo ni uvjet stabilnosti, pove ana mu je povr ina ipromijenjen aspektni odnos, to je imalo utjecaja na njegove aerodinami ke karakteristike. Tako erse je te ilo im manjem vertikalcu, ali u usporedbi sa referentnim zrakoplovima, Nixxa po veli inivertikalnog stabilizatora ipak spada u sam vrh, to opet djeluje neproporcionalno prema trupuzrakoplova.
Posljednji uvjet kojem je trebalo udovoljiti u prora unu stabilnosti i stabilnosti jest otklonkormila pravca u slu aju otkaza jednog motora. Mala brzina upravljivosti rezultira malimdinami kim tlakom, a proporcionalno tome pojavljuje se i mala aerodinami ka sila na stabilizatoruzbog otklona kormila. Zbog sna nih motora, javlja se veliki moment skretanja. Kako bi se pomiriliovi kontradiktorni zahtjevi, potrebna je velika povr ina kormila, koja po prora unu iznosi 35%povr ine itavog vertikalnog stabilizatora, a potrebni otklon za kompenzaciju momenta skretanjaiznosi 23.5°. Projektirani zrakoplov Nixxa, udovoljava sve uvjete stabilnosti, ali proporcionalno velikojpovr ini krila dobivene su velike repne povr ine, sa pripadaju im velikim kormilima. U slijede imfazama prora una bit e potrebno provjeriti da li je mogu e ostvariti dovoljne pokreta ke sile nakormilima upotrebom elektro-pokreta a, kako je zami ljeno, ili e ipak biti nu na upotrebahidraulike koja e dodatno ote ati zrakoplov.
Tako er je razmatrano pove anje kraka repa to bi uvjetovalo manju povr inu vertikalnogstabilizatora, a samim time i manju oplakivanu povr inu cijelog projektiranog zrakoplova Nixxe.Tako pove anje kraka repa zahtjevalo bi dodatnu iteraciju tj. mijenjanje CAD modela Nixxe,izmjenu podataka repa (6. izvje taj), ponovno prora unavanje podvozja i te ta (7. izvje taj) tedodatna iteracija podataka u teku em izvje taju (8. izvje taj).
Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 180
8.7 Izvje taj o radu
Razrada zadatkaProgramiranje
(Matlab)
Crtanje
(SolidWorks)Izrada izvje taja
Izvje taj 8Nikolina Bari
Danijel Posavec
Danijel Vujica
Danijel Posavec
Filip Bundalo
Danijel Vujica
Nikolina BariFilip Bundalo
Danijel Vujica
Danijel Posavec
8.8 Literatura
[1_2] Roskam, J., "Airplane Design (Part 2: Preliminary Configuration Design and Integrationof the Propulsion System)", DARcorporation, Lawrence, Kansas, 1985.
[1_4] Roskam, J., "Airplane Design (Part 4: Layout Design of Landing Gear and Systems)",DARcorporation, Lawrence, Kansas, 1985
[1_5] Roskam, J., "Airplane Design (Part 5: Component Weigth Estimation)", DARcorporation,Lawrence, Kansas, 1985.
[1_6] Roskam, J., "Airplane Design (Part 6: Preliminary Calculation of Aerodynamic, Thrustand Power Characteristics)", DARcorporation, Lawrence, Kansas, 1985.
Konceptualno projektiranje krilaolara zrakoplova (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 181
9 Polara zrakoplova (metoda Klase I)
9.1 Lista simbola
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
0Dc - - koeficijent otpora pri nultom uzgonu
'0Dc - - novi koeficijent otpora pri nultom uzgonu
f 2m 2ft parazitska povr ina krila
'f 2m 2ft nova parazitska povr ina krila
'leanck - - novi koeficijent induciranog otpora za istu konfig.
( )cruiseDL - - odnos uzgona i otpora pri krstarenju
( )loiterDL - - odnos uzgona i otpora pri kru enju
S 2m 2ft povr ina krila
wetS 2m 2ft optjecajna povr ina zrakoplova
'wetS 2m 2ft nova optjecajna povr ina zrakoplova
motgwetS . 2m 2ft optjecajna povr ina gondole motora
..stabhorwetS 2m 2ft optjecajna povr ina horizontalnog stabilizatora
Konceptualno projektiranje krilaolara zrakoplova (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 182
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US)
…….ZNA ENJE
wingwetS 2m 2ft optjecajna povr ina krila
trupkrilowetS −2m 2ft optjecajna povr ina spoja trup - krilo
fuswetS 2m 2ft optjecajna povr ina trupa
..stabverwetS 2m 2ft optjecajna povr ina vertikalnog stabilizatora
λ - - su enje krila
fλ - - su enje za trup
..shλ - - su enje horizontalnog repa
..svλ - - su enje vertikalnog repa
τ - - korekcijski faktor krila
..)( shτ - - korekcijski faktor horizontalnog repa
..)( svτ - - korekcijski faktor vertikalnog repa
Konceptualno projektiranje krilaolara zrakoplova (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 183
9.2 UvodOvo je deveti izvje taj o projektiranju zrakoplova i u njemu e biti prikazan detaljniji
prora un polare zrakoplova nego to je bio u Izvje taju br. 2, budu i da se u ovom stadiju prora unave zna kona ni izgled zrakoplova Nixxe. Svrha ovog izvje taja je dobivanje novih, to nijih polarakoje e trebati usporediti sa prethodnima te razmotriti kolike su razlike izme u njih. Ukoliko surazlike velike, prora un e se morati ponoviti tj. trebat e izvr iti neke promjene ovisno o veli iniodstupanja u polarama. Prora un se vr i prema proceduri iz ref. [1_2], tj. analogno proceduri izIzvje taju br. 2.
9.3 Optjecana povr ina zrakoplovaOptjecana povr ina zrakoplova (mokra povr ina zrakoplova, eng. Wetted area) dobiva se
zbrajanjem komponenata zrakoplova Nixxe: trup (eng. Fuselage and or Tailbooms), krilo (eng.Wings), rep zrakoplova (eng. Empennage) te gondole motora (eng. Nacelles). Povr ine pokomponentama zrakoplova Nixxa prikazane su u tablici T.09.1.
9.3.1 Optjecana povr ina trupa zrakoplovaOptjecanu povr inu trupa zrakoplova nalazimo iz jednad be (12.3) [1_2] za cilindri ni oblik
trupa, a za ostale oblike trupa prema jednad bi (12.4) [1_2]. Oblik trupa zrakoplova Nixxe prikazanje na slici S.04.5, iz koje se jasno vidi da oblik trupa nije cilindri an pa se mokra povr ina trupara una prema jednad bi (12.4) [1_2].
( ) ( )232
/11/21 fffffuswet lDS λλπ +−⋅⋅⋅= (12.3) [1_2]
( ) ( )5.132
/3.0015.1/1351.05.0 ffnfffuswet lllDS λπ +⋅+⋅⋅⋅= (12.4) [1_2]
U jednad bu (12.4) [1_2], uvr tavaju se slijede e vrijednosti za trup:
1500=fD mm
10410=fl mm
3130== fcn ll mm – duljina konusnog dijela trupa
97.6==f
ff D
lλ
Kako jednad ba (12.4) [1_2] daje prevelika odstupanja od vrijednosti dobivenedirektnim o itavanjem sa CAD-a modela (programski paket SolidWorks), za optjecanu povr inutrupa Nixxe usvojena je vrijednost iz CAD-a koja iznosi:
=fuswetS 528 ft2
Konceptualno projektiranje krilaolara zrakoplova (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 184
9.3.2 Optjecana povr ina krila zrakoplovaZa ravne trapezne povr ine optjecana povr ina ra una se prema jednad bi (12.1) [1_2]:
( ) ( )
+⋅+⋅
⋅+⋅⋅= /
ctSS
r.plfplfwet 1125.012 exp (12.1) [1_2]
U jednad bu (12.1) [1_2], uvr tavaju se slijede e vrijednosti za krilo:
( )( ) ==
t
r
ct
ct
τ 1 (6.3) [1_2]
==r
tc
cλ 0.7
=.wingSexp 282.75 ft2 definirano na slici (12.3) [1_2]
=wingwetS 582.46 ft2
9.3.3 Optjecana povr ina horizontalnog i vertikalnog stabilizatoraZa ravne trapezne povr ine optjecana povr ina ra una se prema jednad bi (12.1) [1_2]:
( ) ( )
+⋅+⋅
⋅+⋅⋅= /
ctSS
r.plfplfwet 1125.012 exp (12.1) [1_2]
U jednad bu (12.1) [1_2], uvr tavaju se slijede e vrijednosti za horizontalni stabilizator:
( )( ) =
=
..
..)(sht
rsh
ct
ct
τ 1 (6.3) [1_2]
=
=
....)(
shrt
sh ccλ 0.7
=..exp stab.horS 65.66 ft2 definirano na slici (12.3) [1_2]
U jednad bu (12.1) [1_2], uvr tavaju se slijede e vrijednosti za vertikalni stabilizator:
( )( ) 1)(
..
.. =
=
svt
rsv
ct
ct
τ (6.3) [1_2]
=
=
....)(
svrt
sv ccλ 0.5
=..exp stab.vertS 55.97 ft2 definirano na slici (12.3) [1_2]
=..stabhorwetS 135.26 ft2 =..stabvertwetS 115.3 ft2
Konceptualno projektiranje krilaolara zrakoplova (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 185
9.3.4 Optjecana povr ina gondola motoraOptjecana povr ina gondole dobiva se direktno o itavanjem sa CAD modela (SolidWorks),
to je prikazano na slici S.09.1:
=motgwetS . 102.19 ft2
9.3.5 Optjecana povr ina spoja krilo trupOptjecana povr ina spoja krilo–trup dobiva se o itavanjem sa CAD modela i ona predstavlja
povr inu koju treba oduzeti kod sumiranja pojedinih komponenata optjecanih povr ina Nixxe.
=−trupkrilowetS 54.5 ft2
9.3.6 Ukupna optjecana povr ina cijelog zrakoplova NixxaUkupna optjecana povr ina dobiva se zbrajanjem gore navedenih komponenata zrakoplova
Nixxa prikazanih u tablici T.09.1, te iznosi:
='wetS 1408.7 ft2
Iz 2. Izvje taja dobivena vrijednost za optjecanu povr inu (prema izrazu (3.22) [1_1],odnosno za dvomotorni zrakoplov prema slici (3.22a)[1_1] za 8041=TOW lb), wetS iznosi:
1156=wetS ft2
Iz navedenog se mo e zaklju iti da zrakoplov Nixxa ne zadovoljava uvjet od 10%maksimalne razlike izme u stvarne optjecane povr ine zrakoplova te optjecane povr ine dobiveneprema statisti kim podacima prema ref. [1_1], to nije razlika iznosi 21.7 %. Razlog tome je velikapovr ina krila, a proporcionalno tome i velika povr ina repa. Usporedni zrakoplovi, na temelju kojihsu dobiveni statisti ki podaci, uglavnom nemaju STOL karakteristike. Projektirani zrakoplov Nixxaima STOL karakteristike, koje su mogle biti realizirane ili jakim motorima ili velikim uzgonskimpovr inama. Odabrane su velike uzgonske povr ine iz razloga navedenih u 2. Izvje taju.
Tablica T.09.1 Prikaz optjecanih povr ina po komponentama zrakoplova Nixxa
Komponenta zrakoplova (i) )(iSwet
Trup, fuswetS 528
Krilo, wingwetS 582.5
Horizontalni stabilizator, ..stabhorwetS 135.3
Vertikalni stabilizator, ..stabvertwetS 115.3
Gondole motora, motgwetS . 102.2
Spoj krilo – tup, trupkrilowetS − 54.5
Konceptualno projektiranje krilaolara zrakoplova (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 186
9.4 Nulti otpor zrakoplovaNulti otpor ra una se analogno Izvje taju br. 2, uz zamjenu vrijednosti za promijenjene
konstante (npr. statisti ke optjecane povr ine zrakoplova wetS , sa optjecanom povr inom zrakoplova
Nixxa 'wetS itd.).
Korelacijski koeficijenti a & b, odabrani su iz tablice (3.4) [1_1] i iznose:
a = -2.2218
b = 1.0
Prema izrazu (3.21) [1_1] dobiva se nova ekvivalentna parazitska povr ina:
abwetSf 10'' ⋅= (3.21) [1_1]
='f 8.45 ft2 (stara vrijednost iznosila je: 937.6=f ft2)
Da bi se izra unao novi otpor pri nultom uzgonu '0DC kre e se od jednad be (3.20)[1_1]:
SfCD
''
0 = +0.02, (3.20) [1_1]
uz f '= ekvivalentna parazitsku povr ina, S = povr ina krila, a faktor 0.02 je dodatakzbog fiksnog podvozja
='DOC 0.0473 (stara vrijednost iznosila je: 0.0469=DOC )
Zbog velike razlike u mokrim povr inama zrakoplova za o ekivati je i veliku razliku uotporima. Ali kao to je vidljivo iz rezultata za CDO , razlika u otporima je neznatna. Zbog pove anjamokre povr ine zrakoplova Nixxa do lo je i do pove anja faktora f, a proporcionalno njemu raste iotpor. Me utim, zrakoplov Nixxa ima isto tako i ve u povr inu krila, a prema izrazu (3.20) [1_1]otpor pada kako povr ina krila raste. Razlika u faktorima f iznosi 21.8 %, a razlika u mokrimpovr inama wetS iznosi 21.7 %, a po to se ta dva broja dijele nulti otpor je ostao pribli nokonstantan, pa su i polare pribli no iste.
Konceptualno projektiranje krilaolara zrakoplova (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 187
9.5 Pove anja nultog otpora zrakoplovaPrema dijagramu sa slike (12.7) [1_2], vidljivo je da nema pove anja otpora uslijed
stla ivosti. Pove anje otpora zbog zakrilaca prema tablici (3.6) [1_1] ve je navedeno u Izvje tajubr. 2 (tablica T.02.2):
Tablica T.02.2 Odabrane vrijednosti za 0DC∆ i e
Prirast koeficijenta otpora pri nultom uzgonu za istu konfiguraciju cleanDC 0∆ 0,000
Prirast koeficijenta otpora pri nultom uzgonu za zakrilca u polo aju za polijetanje flapsTODC 0∆ 0,015
Prirast koeficijenta otpora pri nultom uzgonu za zakrilca u polo aju za slijetanje flapsLDC 0∆ 0,065
Koeficijent efikasnosti krila za istu konfiguraciju cleane 0,82
Koeficijent efikasnosti krila za zakrilca u polo aju za polijetanje flapsTOe 0,78
Koeficijent efikasnosti krila za zakrilca u polo aju za slijetanje flapsLe 0,73
Uva avaju i odabrane vrijednosti, prema (3.19) [1_1], tablici (3.6) [1_1] te tablici T.02.2slijedi:
• Ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonu za istu konfiguraciju:
==∆+= 0000 DcleanDDcleanD CCCC 0.0473
• Ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonu za konfiguraciju pri polijetanju:
=∆+= flapsTODDTOD CCC 000 0.0623
• Ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonu za konfiguraciju pri slijetanju:
=∆+= flapsLDDLD CCC 000 0.1123
• Ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonu za konfiguraciju u prilazu pisti:
=∆+∆
+=2
0000
flapsLDflapsTODDapproachD
CCCC 0.0873
Konceptualno projektiranje krilaolara zrakoplova (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 188
9.6 Polare zrakoplova NixxaIz dijagrama D.09.1 vidljive su nove polare zrakoplova Nixxa (dobivene uvr tavanjem nove
vrijednosti koeficijenta nultog otpora zrakoplova 'DOC ), dok su iz dijagrama D.02.1 vidljive polare
zrakoplova Nixxa dobivene u ranijem koraku prora una - sa aproksimativnom vrijedno ukoeficijenta nultog otpora zrakoplova, DOC ).
Dijagram D.02.1 Dijagram koeficijenata uzgona i otpora za razli ite re ime leta zrakoplova
Konceptualno projektiranje krilaolara zrakoplova (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 189
Dijagram D.09.1 Dijagram novih polara zrakoplova Nixxa
Po to je prora un masa u prvom izvje taju ra en na temelju pretpostavljenih polara,potrebno je izvr iti novi prora un masa sa stvarnim polarama. Novi omjer uzgona i otpora za re imekrstarenja i kru enja se ra una prema izrazu (3.10) [1_6]:
( )( )cleancleanD eARpiCDL
⋅⋅=
0
5.0 (3.10) [1_6]
( ) ( )( )cruisecruiseDcruise eARpiCDL
⋅⋅=
0
5.0
( ) 72.11=cruiseD
L
( ) ( )( )loiterloiterDloiter eARpiCDL
⋅⋅=
0
5.0
( ) 95.9=loiterD
L
Konceptualno projektiranje krilaolara zrakoplova (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 190
Vrijednosti masa dobivene u 2.Izvje taju iznose:
8041=TOW lb
4966.6=EW lb
1.1006=FW lb
1700=PLW lb
375=crewW lb
Sa novim omjerima uzgona i otpora nove mase iznose:00.8000=TOW lbs
55.4942=EW lbs93.984=FW lbs
Razlika u odnosu na mase dobivene u drugom izvje taju iznose:
TOWR = 2.49 lbs, (0.03%)
EWR = 34.94 lbs, (0.7%)
FWR = 28.11 lbs, (2.77%)Vidljivo je da niti jedna razlika ne prelazi 5%, to zna i da nije potrebno ponovno provoditi
prora una masa.
9.7 Zaklju ciNove polare se neznatno razlikuju od starih, unato velikoj razlici u mokroj povr ini, to
djeluje nerealno. Matemati ko obja njenje je povezano sa pove anjem povr ine krila. Ukoliko sepove a povr inu krila pove at e se uzgon i otpor krila, to ne bi trebalo imati utjecaja na polaru, alisa pove anjem krila rastu i parazitski otpori repa, to bi trebalo djelovati na polaru, a to prora unnije pokazao. To je jedan od nedostataka upotrebe metoda koje koriste empirijske faktore. Preciznijiprora uni polara e vjerojatno dati druga iju, realniju sliku.
Konceptualno projektiranje krilaolara zrakoplova (metoda Klase I)
Tim Nixxa 2006 191
9.8 Izvje taj o radu
Razrada zadatkaProgramiranje
(Matlab)
Crtanje
(SolidWorks)Izrada izvje taja
Izvje taj 9Nikolina Bari
Danijel Vujica
Danijel Vujica
Danijel Posavec
Filip Bundalo
Danijel Vujica
Nikolina Bari
Nikolina Bari
Filip Bundalo
Danijel Vujica
Danijel Posavec
9.9 Literatura[1_1] Roskam, J., "Airplane Design (Part I: Preliminary Sizing of Airplanes)", DARcorporation,
Lawrence, Kansas, 1985.
[1_2] Roskam, J., "Airplane Design (Part 2: Preliminary Configuration Design and Integrationof the Propulsion System)", DARcorporation, Lawrence, Kansas, 1985.
[1_4] Roskam, J., "Airplane Design (Part 4: Layout Design of Landing Gear and Systems)",DARcorporation, Lawrence, Kansas, 1985
[1_5] Roskam, J., "Airplane Design (Part 5: Component Weigth Estimation)", DARcorporation,Lawrence, Kansas, 1985.
[1_6] Roskam, J., "Airplane Design (Part 6: Preliminary Calculation of Aerodynamic, Thrustand Power Characteristics)", DARcorporation, Lawrence, Kansas, 1985.
Tim Nixxa 2006 192
10 Zaklju ak
Pri projektiranju zrakoplova Nixxa vodili smo se analizom stanja i budu ih tendencija uzrakoplovstvu na podru ju Republike Hrvatske. Cilj je bio projektirati zrakoplov koji bi optimalnoudovoljavao potrebama aeroklubova i turisti kim ponudama za panoramskim letenjem, a ujedno iprojektirati vi enamjenski zrakoplov koji bi udovoljavao svim zahtjevima vezano uz misije za kojebi se koristio.
Prvenstveno se cilja na mogu nost lake prenamjene iz konfiguracije za panoramsko letenjeu konfiguraciju za bacanje padobranaca, to se provelo uvo enjem lako rastavljivih sjedala teeventualnom ugradnjom klupica za padobrance (iako je optimalna varijanta bez klupica s obziromna znatno ve i kapacitet).
S obzirom da se zadane dvije misije znatno razlikuju, s obzirom na brzinu penjanja, plafonleta itd. za potrebe izbacivanja padobranaca, cilj nije bilo napraviti zrakoplov koji bi se koristio zaprofesionalno bacanje padobranaca ve isklju ivo za sportsko i amatersko padobranstvo (tandem),to se idealno poklapa sa turisti kom misijom zrakoplova. Na ovaj su na in dvije zadane misije
idealno kombinirane, uzimaju i najbolje karakteristike od obje misije.
Ovako projektiran zrakoplov Nixxa se najbolje uklapa u turisti ku i sportsku ponudu uRepublici Hrvatskoj i ire.
Izvr eni prora un je temeljen na empirijskim metodama i faktorima koji su se temeljili nausporednim zrakoplovima. Projektirani zrakoplov Nixxa se razlikuje od usporednih zrakoplova zbogsvojih STOL karakteristika, pa se zbog toga dobivene vrijednosti ne mogu uzeti sa velikom to no ui pouzdano u. Bolje vrijednosti se mogu dobiti detaljnijim prora unima u idu im fazama, kada ese iza i iz konceptualnog projektiranja i prije i na detaljno projektiranje.
Tim Nixxa 2006 193
PRILOZI1. Tehni ki crte i Nixxe:
LAYOUT KOKPITA.pdf
KRILO.pdf
REPNE POVR INE.pdf
PODVOZJE.pdf
TE TA KOMPONENTI.pdf
SKLOPNI.pdf
Nixxa - all.pdf
2. Skupna tablica sa osnovnim karakteristi nim podacima:
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US) BEZD. OBLIK
povr ina krila, S 28,8 m2 310 ft2 -
raspon krila, b 17,00 m 55,68 ft -
tetiva u korijenu krila, rc 1,9965 m 6,5503 ft Ac⋅1644,1
tetiva u vrhu krila, tc 1,3976 m 4,5852 ft Ac⋅8151,0
srednja aerod. tetiva, MACc tj. Ac 1,7147 m 5,6256 ft -
srednja geometrijska tetiva, MAGc 1,6971 m 5,5678 ft Ac⋅9897,0
polo aj srednje aerod. tetive (SAT), Ax 0,07047 m 0,2312 ft Ac⋅0411,0
kut strijele na napadnoj ivici krila, LEΛ 1,01° 1,01° -
kut strijele na izlaznoj ivici krila, TEΛ -1,01° -1,01° -
koordinate aerodinami kog centra, acx 0,5197 m 1,7051 ft Ac⋅3031,0
Geo
met
rijs
ke k
arak
teris
tike
krila
koordinate aerodinami kog centra, acy 3,99 m 13,10 ft Ac⋅3286,2
Tim Nixxa 2006 194
OZNAKA JEDINICA(S.I.)
DIMENSION(US) BEZD. OBLIK
koordinate aerodinami kog centra, acz -0,137 m -0.450 - Ac⋅080,0
konstruktivni napadni kut korijena krila,rwi )( 2° 2° -
konstruktivni napadni kut vrha krila, twi )( -1° -1° -
relativna tetiva krilaca, cca 0,35 0,35 -
relativna tetiva zakrilaca, cc f 0,35 0,35 -
otklon zakrilaca pri polijetanju, fTOδ 20° 20° -
otklon zakrilaca pri slijetanju, fLδ 40° 40° -
kut dihedrala, Γ 0° 0° -
su enje krila, λ 0,7 0,7 -
kut strijele krila, 4cΛ 0° 0° -
Tim Nixxa 2006 195
Horizontalni stabilizator Vertikalni stabilizator
US SI US SI
Povr ina 74 ft2 6.874 m2 52.5 ft2 4.877 m2
Raspon 16.55 ft 5.04 m 7.94 ft 2.42 m
Korijena tetiva 5.26 ft 1.60 m 8.82 ft 2.69 m
Vr na tetiva 3.68 ft 1.12 m 4.41 ft 1.34 m
Aerodinami ka tetiva 4.52 ft 1.38 m 6.86 ft 2.09 m
Aerodinami ka apscisa 0.37 ft 0.11 m 1.48 ft 0.45 m
Strijela napadne ivice 5.45° 40°
Strijela izlazne ivice 5.45° 15°
Krak repa 15.75 ft 4.8 m 16.24 ft 4.95 m
Su enje 0.7 0.5
Postavni kut 0° 0°
Kut dihedrala 0° 90°
Aeroprofil NACA 0012 NACA 0012
Aspektni odnos 3.7 1.2
Geo
met
rijs
ke k
arak
teri
stik
e re
pa
Povr ina kormila 22.2 ft2 2.06 m2 15.75 ft2 1.46 m2
Tim Nixxa 2006 196
OZNAKA JEDINICA (S.I.) DIMENSION (US)
Duljina 10.4 m 34.12 ft
Visina (maks.) 1.75 m 5.74 ftTrup
irina (maks.) 1.5 m 4.92 ft
Duljina 4.66 m 15.29 ft
Visina (maks.) 1.55 m 5.085 ft
Kab
ina
irina (maks.) 1.3 m 4.265 ft
Masa praznog zrakoplova, EW 2252.8 kg 4966.6 lb
Masa korisnog tereta, PLW 771.107 kg 1700 lb
Ukupna masa goriva, FW 456.36 kg 1006.10 lb
Masa lanova posade, CREWW 170.097 kg 375 lb
Mas
e
Ukupna masa zrakoplova, TOW 3647.336 kg 8041 lb
Rate of climb, RC 8.64 m/s 1700 ft/min
Take-off groundrun, TOGS 274.32 m 900 ft
Take-off TOS 455.37 m 1494 ft
Landing groundrun, LGS 274.32 m 900 ft
Landing, LS 543.15 m 1782 ft
Stall speed in landingconfiguration,
LSV 107.9 km/h 58.3 kts
Perf
orm
anse
Approach speed, AV 140.2 km/h 75.8 kts
Tim Nixxa 2006 197
Tim NIXXA 2006
S lijeva na desno:Danijel Vujica
Nikolina BariDanijel Posavec
Filip Bundalo
Tim Nixxa 2006 198
NIXXA
Tim Nixxa 2006 199
NIXXA
Tim Nixxa 2006 200
NIXXA
Tim Nixxa 2006 201
NIXXA