Fakultet strojarstva i brodogradnje Seminarski rad iz kolegija

SVEUČILIŠTE U ZAGREBU Fakultet strojarstva i brodogradnje

Seminarski rad iz kolegija

OSNIVANJE ZRAKOPLOVA

Projektni tim: TIM 1 Zadali:

Dudaš Emanuel Prof. dr. sc. B. Galović

Miletić Jelena dr. sc. M. Vrdoljak

Stipišić Leo P. Prebeg

Triplat Marko

ZAGREB, 24. ožujak 2006.

Osnivanje zrakoplova Projektni tim: Tim 1

2

ZADATAK

Izraditi konceptualni projekt malog «busines jet» zrakoplova za prijevoz putnika.

Zrakoplov bi trebao imati slijedeće karakteristike:

Korisni teret (Payload): 9 putnika i njihova prtljaga te pripadajuća posada prema FAR 25

Dolet (Range): 1500 nm s maksimalnim korisnim teretom.

Visina leta (Altitude): 33000 ft

Brzina krstarenja (Cruise speed): 460 knots

Polijetanje i slijetanje

(Take-off and Landing):

2500 ft field length (standardni dan)

Performanse pri slijetanju za WL = 0.85 WTO

Pogon (Powerplants): Nije specificirano

Presurizacija (Pressurization): DA

Certification FAR 25

Profil misije (Mission profile): Jednostavna misija s krstarenjem

Zadano: 13. listopada 2005.

Prof. dr. sc. B. Galović dr. sc. M. Vrdoljak Pero Prebeg

SADRŽAJ

ZADATAK 2


3

0. PRIKUPLJANJE PODATAKA I PLANIRANJE PROJEKTA 6

0.1 LISTA SIMBOLA 6 0.2 UVOD 7 0.3 PODACI O ZRAKOPLOVIMA SA SLIČNIM SPECIFIKACIJAMA 8 0.4 ZAKLJUČAK 13 0.5 POPIS LITERATURE 14

1 PRELIMINARNO DIMENZIONIRANJE: PROCJENA MASE ZRAKOPLOVA I ANALIZA SENZITIVNOSTI 15

1.1 LISTA SIMBOLA 15 1.2 UVOD 16 1.3 ODREĐIVANJE MASA U POJEDINIM DIJELOVIMA MISIJE 16 1.3.1 BAZA PODATAKA S UKUPNIM MASAMA PRI POLIJETANJU (TAKEOFF WEIGHTS) I MASAMA PRAZNOG ZRAKOPLOVA (EMPTY WEIGHTS) ZA ODABRANE SLIČNE ZRAKOPLOVE 16 1.3.2 ODREĐIVANJE KOEFICIJENATA REGRESIJE A I B (MASA PRAZNOG ZRAKOPLOVA) 17 1.3.3 ODREĐIVANJE MASA U POJEDINIM DIJELOVIMA MISIJE 18 1.4 ANALIZA SENZITIVNOSTI PROJEKTIRANE MASE PRI POLIJETANJU 24 1.4.1 FAKTOR SENZITIVNOSTI MASE ZRAKOPLOVA PRI POLIJETANJU PREMA MASI KORISNOG TERETA: 24 1.4.2 FAKTOR SENZITIVNOSTI MASE ZRAKOPLOVA PRI POLIJETANJU PREMA MASI PRAZNOG ZRAKOPLOVA: 25 1.4.3 FAKTOR SENZITIVNOSTI MASE ZRAKOPLOVA PRI POLIJETANJU PREMA DOLETU: 26 1.4.4 FAKTOR SENZITIVNOSTI MASE ZRAKOPLOVA PRI POLIJETANJU PREMA ISTRAJNOSTI: 26 1.4.5 FAKTOR SENZITIVNOSTI MASE ZRAKOPLOVA ZA POLIJETANJE PREMA BRZINI KRSTARENJA: 27 1.4.6 FAKTOR SENZITIVNOSTI MASE ZRAKOPLOVA ZA POLIJETANJE PREMA SPECIFIČNOJ POTROŠNJI GORIVA: 27 1.4.7 FAKTOR SENZITIVNOSTI MASE ZRAKOPLOVA ZA POLIJETANJE PREMA OMJERU UZGONA I OTPORA: 28 1.5 ZAKLJUČAK 29 1.6 LITERATURA 30

2 PRELIMINARNO DIMENZIONIRANJE : DIMENZIONIRANJE PREMA ZADANIM PERFORMANSAMA 31

2.1 LISTA SIMBOLA I INDEKSA 31 2.2 UVOD 34 2.3 PRORAČUN OGRANIČENJA PREMA ZADANIM PERFORMANSAMA 34 2.3.1 PROCJENA POLARE ZRAKOPLOVA 34 2.3.2 DIMENZIONIRANJE PREMA ZADANOJ DUŽINI STAZE POLIJETANJA 39 2.3.3 DIMENZIONIRANJE PREMA ZADANOJ DUŽINI STAZE SLIJETANJA 40 2.3.4 DIMENZIONIRANJE PREMA ZADANIM ZAHTJEVIMA USPINJANJA 41 2.3.5 DIMENZIONIRANJE PREMA ZAHTJEVU BRZINE KRSTARENJA 49 2.4 MATCHING DIJAGRAM SA SVIM OGRANIČENJIMA 50 2.5 ZAKLJUČAK 52 2.6 LITERATURA 53

3 ODABIR KONFIGURACIJE 54

3.1 UVOD 54 3.2 DISKUSIJA O FAKTORIMA KOJI IMAJU UTJECAJ NA PROJEKTIRANI ZRAKOPLOV 54 3.2.1 LISTA FAKTORA ZA ZNAČAJNIM UTJECAJEM 54 3.2.2 DISKUSIJA 55


4

3.3 KOMPARATIVNA STUDIJA ZRAKOPLOVA SA SLIČNOM MISIJOM I PERFORMANSAMA 55 3.3.1 KOMPARATIVNA ANALIZA PERFORMANSI I GEOMETRIJE SLIČNIH ZRAKOPLOVA 55 3.3.2 USPOREDBA KONFIGURACIJA SLIČNIH ZRAKOPLOVA 57 3.3.3 DISKUSIJA 59 3.4 ODABIR POGONSKOG SUSTAVA 60 3.4.1 SELEKCIJA TIPA POGONSKOG SUSTAVA 60 3.5 ODABIR KONFIGURACIJE 62 3.5.1 GENERALNA KONFIGURACIJA ZRAKOPLOVA 62 3.5.2 KONFIGURACIJA KRILA 62 3.5.3 KONFIGURACIJA STABILIZACIJSKIH POVRŠINA 63 3.5.4 INTEGRACIJA POGONSKOG SUSTAVA 63 3.5.5 KONFIGURACIJA PODVOZJA 64 3.5.6 PREDLOŽENA KONFIGURACIJA 65 3.6 ZAKLJUČAK 67 3.7 LITERATURA 68 3.8 PRILOZI 69

4 PROJEKTIRANJE TRUPA 71

4.1 LISTA SIMBOLA 71 4.2 UVOD 72 4.3 LAYOUT PILOTSKE KABINE (KOKPITA) 72 4.4 LAYOUT TRUPA 74 4.5 ZAKLJUČAK 77 4.6 LITERATURA 78

5 KONCEPTUALNO PROJEKTIRANJE KRILA 79

5.1 LISTA SIMBOLA 79 5.2 UVOD 81 5.3 ODABIR OSNOVNIH GEOMETRIJSKIH KARAKTERISTIKA KRILA 81 5.4 ODABIR AEROPROFILA KRILA 82 5.4.1 MAKSIMALNI KOEFICIJENTI SILE UZGONA ČISTE KONFIGURACIJE 82 5.4.2 ODABIR AEROPROFILA 83 5.4.3 PROVJERA VOLUMENA REZERVOARA GORIVA U KRILU 85 5.5 ODABIR I DIMENZIONIRANJE ZAKRILACA 86 5.5.1 MAKSIMALNI KOEFICIJENTI SILE UZGONA PRI POLIJETANJU I SLIJETANJU 86 5.5.2 ODABIR I DIMENZIONIRANJE UREĐAJA ZA POVEĆANJE SILE UZGONA 86 5.6 ODABIR I DIMENZIONIRANJE KRILCA 89 5.7 POSTAVNI KUT I KUT UVIJANJA KRILA 89 5.8 PRIKAZ GEOMETRIJSKIH KARAKTERISTIKA ODABRANOG KRILA 90 5.9 ZAKLJUČAK 93 5.10 LITERATURA 94

6 KONCEPTUALNO PROJEKTIRANJE REPA 95

6.1 LISTA SIMBOLA 95 6.2 UVOD 97 6.3 ODABIR KONFIGURACIJE I POLOŽAJA REPA 97 6.4 ODABIR VELIČINE REPA 97 6.5 ODABIR GEOMETRIJE HORIZONTALNOG I VERTIKALNOG REPA 99 6.6 DIMENZIONIRANJE REPNIH UPRAVLJAČKIH POVRŠINA 99 6.7 PRIKAZ GEOMETRIJSKIH KARAKTERISTIKA PROJEKTIRANOG REPA 102


5

6.8 ZAKLJUČAK 104 6.9 LITERATURA 105

7 KONCEPTUALNO PROJEKTIRANJE PODVOZJA I ODREĐIVANJE TEŽIŠTA 106

7.1 LISTA SIMBOLA 106 7.2 UVOD 109 7.3 PROJEKTIRANJE PODVOZJA 109 7.3.1 BROJ, TIP I VELIČINA GUMA 109 7.3.2 DULJINA I PROMJER STRUTOVA 112 7.3.3 PRELIMINARNI SMJEŠTAJ 114 7.3.4 MOGUĆNOST UVLAČENJA PODVOZJA 119 7.4 ODREĐIVANJE TEŽIŠTA ZRAKOPLOVA 121 7.4.1 MASA I POLOŽAJ TEŽIŠTA POJEDINIH KOMPONENTI NA ZRAKOPLOVU 121 7.4.2 POLOŽAJ TEŽIŠTA ZRAKOPLOVA ZA RAZLIČITE SCENARIJA UKRCAJA 133 7.5 ZAKLJUČAK 137 7.6 LITERATURA 138 7.7 PRILOG 139

8 ANALIZA STABILNOSTI I UPRAVLJIVOSTI (METODA KLASE I) 142

8.1 LISTA SIMBOLA 142 8.2 UVOD 144 8.3 STATIČKA UZDUŽNA STABILNOST 144 8.4 STATIČKA STABILNOST PO PRAVCU 151 8.5 STABILNOST PO PRAVCU PREMA OEI KRITERIJU 152 8.6 ZAKLJUČAK 156 8.7 LITERATURA 157

9 POLARA ZRAKOPLOVA (METODA KLASE I) 158

9.1 LISTA SIMBOLA 158 9.2 UVOD 161 9.3 OPSTRUJAVANA POVRŠINA ZRAKOPLOVA 161 9.4 NULTI OTPOR ZRAKOPLOVA 164 9.5 POVEĆANJE NULTOG OTPORA ZRAKOPLOVA 165 9.6 POLARE ZRAKOPLOVA 166 9.7 ZAKLJUČAK 169 9.8 LITERATURA 170

PRIKUPLJANJE PODATAKA I PLANIRANJE PROJEKTA

Tim Raketa 6

0. PRIKUPLJANJE PODATAKA I PLANIRANJE PROJEKTA

0.1 Lista simbola

Simbol Opis Jedinica (US/SI)

A Vitkost krila -

R Dolet nm/km

S Površina krila ft2 / m2

Vcr Brzina krstarenja (knots) / (km/h)

WF Maksimalna masa goriva lb/kg

WL Maksimalna masa pri slijetanju lb/kg

WOE Operativna masa praznog zrakoplova lb/kg

WPL Maksimalna masa tereta lb/kg

WTO Maksimalna poletna masa lb/kg

b Raspon krila ft/m

l Dužina zrakoplova ft/m


Tim Raketa 7

0.2 Uvod

U nultom poglavlju o projektiranju srednjeg ''business jet'' zrakoplova za prijevoz poslovnih ljudi priloženi su prikupljeni podaci o zrakoplovima koji po svojim karakteristikama i očekivanim performansama spadaju u klasu srednjeg ''business jet'' zrakoplova.

Rad će se bazirati na konceptualnom razvoju poslovnog luksuznog mlaznog zrakoplova za kontinentalne letove. Zrakoplov je svojom namjenom prvenstveno usmjeren poslovnim ljudima kao kupcima, tako da njihove želje i potrebe budu zadovoljene (Tim Raketa će odrediti dotične pretpostavke tijekom razvoja projekta) uz visoku sigurnost. Tijekom faza izrade prioritet će biti luksuz, a da pritom se vodi računa o troškovima i ciljanoj kvaliteti.

Nakon što su prikupljeni podaci o «business jet» zrakoplovima, uneseni su u bazu podataka programiranoj u Microsoft Accessu ostavljajući prostora za unos dodatnih podataka ovisno o potrebama i zahtjevima daljnjeg rada na projektu. Time je olakšana selekcija po kriteriju eliminacije zrakoplova s znatno većim odstupanjima specifikacija od zadanih u projektu. Tablica usporedbi specifikacija sličnih zrakoplova dana je u slijedećem poglavlju.

Već se tu uočavaju kontradiktorni zahtjevi, a pred Tim Raketa je postavljen problem da se pronađe optimalno rješenje, koje iziskuju propisani zahtjevi.


Tim Raketa 8

0.3 Podaci o zrakoplovima sa sličnim specifikacijama

CESSNA CITATION CJ2

SI US

WTO 5669 kg 12500 lb

WOE 3490 kg 7700 lb

R 2909 km 1571 nm

Vcr 413 kt

CESSNA CITATION CJ3

SI US

WTO 6291 kg 13870 lb

WOE 3747 kg 8260 lb

R 3518 km 1900 nm

Vcr 767 km/h 414 kt

CESSNA CITATION V

SI US

WTO 7212 kg 15900 lb

WOE 4004 kg 8830 lb

R 3087 km 1667 nm

Vcr 427 kt


Tim Raketa 9

CESSNA CITATION XLS

SI US

WTO 9071 kg 20000 lb

WOE 5579 kg 12300 lb

R 3852 km 2080 nm

Vcr 794 km/h 429 kt

CESSNA CITATION BRAVO

SI US

WTO 6713 kg 14800 lb

WOE 3992 kg 8800 lb

R 3704 km 2000 nm

Vcr 745 km/h 402 kt

ECLIPSE 500

SI US

WTO 2580 kg 5690 lb

WOE 1538 kg 3390 lb

R 2370 km 1280 nm

Vcr 375 kt


Tim Raketa 10

FALCON 20

SI US

WTO 13000 kg 28660 lb

WOE 7530 kg 16600 lb

R 3296 km 1780 nm

Vcr 466 kt

GROB SPN

SI US

WTO 6300 kg 13890 lb

WOE

R 3092 km 1670 nm

Vcr 407 kt

HAWKER 400XP

SI US

WTO 7394 kg 16300 lb

WOE 4967 kg 10950 lb

R 2800 km 1511 nm

Vcr 867 km/h 467 kt


Tim Raketa 11

LEARJET 25D

SI US

WTO 6805 kg 15000 lb

WOE 3465 kg 7640 lb

R 2659 km 1436 nm

Vcr 465 kt

LEARJET 31A

SI US

WTO 7711 kg 17000 lb

WOE 4651 kg 10225 lb

R 2692 km 1454 nm

Vcr 845 km/h 436 kt

LEARJET 40

SI US

WTO 9230 kg 20350 lb

WOE 5779 kg 12740 lb

R 3374 km 1822 nm

Vcr 860 km/h 464 kt


Tim Raketa 12

LEARJET 45XR

SI US

WTO 9752 kg 21500 lb

WOE 5869 kg 12940 lb

R 3865 km 2087 nm

Vcr 860 km/h 464 kt

RAYTHEON PREMIER 1

SI US

WTO 5670 kg 12500 lb

WOE 3626 kg 7995 lb

R 2778 km 1500 nm

Vcr 461 kt

WESTWIND 2

SI US

WTO 10660 kg 23500 lb

WOE 6010 kg 13250 lb

R 3410 km 1840 nm

Vcr 868 km/h 469 kt


Tim Raketa 13

0.4 Zaključak

Cilj ovog poglavlja bio je upoznati se s već postojećim zrakoplovima u klasi zadanih performansi u zadatku, pronaći podatke o sličnim zrakoplovima i međusobno ih usporediti. Tijekom rada na prikupljanju podataka neki zrakoplovi izostavljeni su sa popisa zbog prevelikog odstupanja bilo u doletu, bilo u masi ili broju putnika, te se smatralo da bi kao takvi previše utjecali na donošenje pretpostavki i odluka o zrakoplovu koji je cilj ovoga projekta. Također se pokušalo iznijeti što više podataka o pojedinim zrakoplovima ( opisano u tablici i prilogu ) kako bi uspoređivanje i donošenje zaključaka bilo jednostavnije i točnije.


Tim Raketa 14

0.5 Popis literature

[1] Roskam J.,Airplane Design, Part I, Preliminary Sizing of Airplanes, AIAA Education Series, New York, 1989.g.

[2] Jane's All The World's Aircraft 2004 2005, Jane's Information Group Limited, 2004,UK

[3] www.falconjet.com/aircraft/50ex/specs.jsp

[4] www.aerospace.bombardier.com

[5] www.cessna.com

[6] http://en.wikipedia.org

[7] www.airliners.net

[8] www.flug-revue.rotor.com

Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnosti

Tim Raketa 15

1 Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnosti

1.1 Lista simbola

Simbol

Opis

Jedinica

A , B Koeficijenti regresije-

C Parametar frakcije goriva -

Cj Specifična potrošnja goriva ( lbs / lsb / h)

D WPl + Wcrew lbs

E Istrajnost h

F Parametar senzitivnosti težine bs / kg

L / D Omjer uzgona i otpora -

R Dolet nm

V Brzina leta kts

W Težina lbs

WTOguess Pretpostavljena masa zrakoplova pri

polijetanju lsb

WFused Masa goriva iskorištenog u misiji lbs

WFres Masa rezervnog goriva lbs

Wtfo Masa neiskoristivog goriva lbs

WPL Masa korisnog tereta lbs /

n Broj putnika -

WF Ukupna masa goriva lbs

Wcrew Masa posade lbs

Mff Omjer goriva tijekom leta -


Tim Raketa 16

1.2 Uvod U prvom poglavlju, nakon što smo prikupili podatke o sličnim zrakoplovima, odredit ćemo masu zrakoplova (masa praznog zrakoplova, masa tereta, masa korisnog tereta, masa posade, ukupna masa pri polijetanju itd.), masa po pojedinim dijelovima misije i analizira se senzitivnost. U ovom poglavlju bit će prikazan pravac regresije, koji predstavlja linearnu aproksimaciju omjera poletnih masa i masa praznih letjelica dobivenih regresijskom analizom te prikazanih u logaritamskom mjerilu.

1.3 Određivanje masa u pojedinim dijelovima misije

1.3.1 Baza podataka s ukupnim masama pri polijetanju (Takeoff Weights) i masama praznog zrakoplova (Empty Weights) za odabrane slične zrakoplove

Zrakoplov WTO

( lb ) WE ( lb )

R ( nm )

Izvor podataka

Cessna Citation Bravo 14800 8800 2000 Ref [ 4 ]

Cessna Citation CJ3 13 870 8 260 1 900 Ref [ 4 ] Cessna Citation V 15 900 8 830 1 776 Ref [ 5 ]

Cessna Citation XLS 20 000 12 300 2 080 Ref [ 4 ] Dassault Falcon 20 28 666 16 660 1 780 Ref [ 5 ]

Hawker 400XP 16 300 10 950 1 511 Ref [ 2 ] , Ref [ 5 ] , Ref [ 8 ] LearJet 40 20350 12740 1822 Ref [ 3]

LearJet 25D 15 000 7 640 1 436 Ref [ 5 ] LearJet 45XR 21 500 12 940 2 087 Ref [ 3] LearJet 31A 17 000 10 255 1 454 Ref [5]

Raytheon Premier I 12 500 7955 1 500 Ref [5] Westwind 1124A 23500 13250 2390 Ref [7]

Tablica 1.3.1 Baza podataka za odabrane slične zrakoplove


Tim Raketa 17

1.3.2 Određivanje koeficijenata regresije A i B (masa praznog zrakoplova)

Slika 1.3.1 Linearna aproksimacija mase praznog zrakoplova

Koeficijenti regresije A i B se izračunaju iz jednadžbe pravca linearne aproksimacije sa slike 1.3.1.

BAW

BWE −= 101010 log1log (2.16)[1]

A = 0.11413

B = 1.0277


Tim Raketa 18

1.3.3 Određivanje masa u pojedinim dijelovima misije

Slika 1.3.2 Profil misije

Misija zrakoplova prema fazama leta :

1. Start, zagrijavanje motora

2. Taksiranje

3. Polijetanje

4. Penjanje (na zadanu visinu krstarenja od 33000 ft)

5. Krstarenje + let u iznosu od 100 nm do alternativnog aerodroma

6. Spuštanje

7. Kruženje na visini od 1500 ft u trajanju od 30 minuta

8. Slijetanje, taksiranje, gašenje motora

U ovom dijelu proračuna računaju se frakcije goriva utrošene za pojedini dio misije. Frakcije goriva po pojedinom dijelu misije izražene su preko omjera masa goriva na kraju pojedinog dijela misije i mase goriva na početku pojedinog dijela misije.


Tim Raketa 19

1 Start, zagrijavanje

990.01 =TOW

W (tablica 2.1.)[1]

2 .Taksiranje

995.01

2 =WW (tablica 2.1 )[1]

3 Polijetanje

995.02

3 =WW

(tablica 2.1.)[1]

4 Uspinjanje

980.03

4 =WW (tablica 2.1.)[1]

5 Krstarenje

Parametri krstarenja:

Rcr=1600nm - specificirani dolet od 1500 nm + dodatnih 100 nm za let do alternativnog aerodroma

Vcr=460 kts - brzina krstarenja (zadano u zadatku)

Cjcr=0.7 lbs/lbs/hr - specifična potrošnja goriva (tablica 2.2.)[1]

(L/D)cr=11 - omjer uzgona i otpora (tablica 2.2.)[1]

)ln()()(5

4

WW

DL

CVR crcr

jcr ⋅⋅= (2.10.)[1]

80144.04

5 =WW


Tim Raketa 20

6 Spuštanje

990.05

6 =WW

(tablica 2.1.)[1]

7 Kruženje

Parametri kruženja:

E=0.5 h - istrajnost Cjltr=0.5 lbs/lbs/hr - specifična potrošnja goriva ( tablica 2.2.) [1]

(L/D)ltr =13 - omjer uzgona i otpora (tablica 2.2.)[1]

)ln()()1(7

6

WW

DL

CE ltr

jltr

ltr

⋅⋅= (2.12.)[1]

⎥⎥⎥⎥

⎦

⎤

⎢⎢⎢⎢

⎣

⎡

⋅

−= ∧

ltrltr

ltr

DL

Cj

EeWW

)(16

7

pa slijedi:

981.06

7 =WW

8 Slijetanje, taksiranje, gašenje motora

992.07

8 =WW (tablica 2.1.)[1]


Tim Raketa 21

Ukupna frakcija goriva potrebnog za misiju

7

8

6

7

5

6

4

5

3

4

2

3

1

217

1

11

WW

WW

WW

WW

WW

WW

WW

WW

WW

WWM

TO

i

i i

i

TOff ⋅⋅⋅⋅⋅⋅⋅=⋅= ∏

=

=

+ (2.13.)[1]

7416.0=ffM

Količina goriva iskorištenog tijekom misije

Količina potrebnog goriva se dobije nakon izvršenog postupka iteracije. Za prvi korak iteracije pretpostavimo uzletnu masu WTOguess. Započeto je sa 15000lbs. Zatim smo definirali varijablu razlike pri kojoj se prekida iteracija. Tj. kada razlika između stare i novo izračunate mase WTO padne ispod 0.1% smatra se da je postignuta dovoljna točnost. Ostale mase (WE i WF) se izračunaju uzimajući WTO iz predzadnjeg koraka iteracije i to prema sljedećim izrazima.

Masa goriva korištenog u misiji:

TOffFused WMW ⋅−= )1( (2.14.)[1]

lbsWFused 4773=

WTO u ovoj formuli nije poznat budući da je proračun izveden pomoću Matlab koda u kojem nije dan ispis rezultata po iteracijama. Kada bi se računalo na papiru, WTO bi bio poznat iz prethodnog koraka iteracije.

Masa rezervnog goriva:

Mres= 0.075 - odabrano

FusedresFres WMW ⋅= 1

lbsWFres 358=

Iako bi po FAR 121.645 WFres trebao iznositi 10 % od količine goriva potrošene tokom faze krstarenja, mi smo se odlučili za 7.5% količine goriva potrošene kroz sve faze leta, kako bi pojednostavili proračun.

1 Kombinacija (2.14) i (2.19)[1]


Tim Raketa 22

Masa neiskoristivog goriva:

TOtfo WW ⋅= 005.0 2

lbsWtfo 92=

Ukupna masa goriva:

tfoFresFusedF WWWW ++= (2.6.)[1]

lbsWF 5223923584773 =++=

Masa praznog zrakoplova:

BAW

E

TO

W−

=)log(

10 (2.16.)[1]

lbsWE 10976=

Masa korisnog tereta:

Broj putnika n = 9 (zadano zadatkom)

lbsnWPL 1890)40170( =+⋅= 3

2 Strana 7 [1] 3 Poglavlje 2.2. [1], FAR 25.785


Tim Raketa 23

Masa posade:

Broj posade ncrew = 2 4

lbsnW crewcrew 400)30170( =+⋅=

Ukupna masa pri polijetanju ( dobivena nakon iteracije )

crewPLFETO WWWWW +++= (2.1.)[1]

lbsWTO 18489=

Masa Vrijednost

WTO 18489 lbs

W1 18305 lbs

W2 18213 lbs

W3 18122 lbs

W4 17759 lbs

W5 14233 lbs

W6 14091 lbs

W7 13822 lbs

W8 13712 lbs

Tablica 1.3.2 Iznosi masa prikazani po pojedinim dijelovima misije

4 FAR 25.1523 , Appx D


Tim Raketa 24

Ako se sada izračuna 10% mase goriva potrošene tokom faze krstarenja i usporedi s pretpostavljenom količinom rezervnog goriva dobiva se:

lbsWW 6.352)(1.0 54 =−⋅

lbsWMW FusedresFres 358=⋅=

Iz čega se vidi da smo uspjeli zadovoljiti zahtjeve prema FAR propisima.

1.4 Analiza senzitivnosti projektirane mase pri polijetanju

Ovaj dio proračuna bavi se analizom promjene ukupne mase zrakoplova pri variranju pojedinih parametara zrakoplova u režimu krstarenja i kruženja. Izračunato je kako se mijenja uzletna masa zrakoplova (WTO) pri promjeni :

- mase korisnog tereta WPL

- mase praznog zrakoplova WE

- doleta R

- istrajnosti E ( pri režimu kruženja )

- omjera uzgona i otpora (L/D), pri krstarenju i kruženju

- specifične potrošnje goriva Cj, pri krstarenju i kruženju

1.4.1 Faktor senzitivnosti mase zrakoplova pri polijetanju prema masi korisnog tereta:

))1((1

TOTO

PL

TO

WBCDWB

WW

⋅−⋅−⋅⋅=

∂∂ (2.27)[1]

lbslbsWW

PL

TO /1501.7=∂∂


Tim Raketa 25

Parametri C i D:

tfoffres MMMC −−⋅+−= )1()1(1 (2.22)[1]

71723.0=C

Mtfo=Wtfo/WTO

Mtfo=0.005 - pretpostavljeno

)( crewPL WWD += (2.23)[1]

lbsD 2290=

Iz čega proizlazi da pri povećanju mase korisnog tereta za 1 lb masa zrakoplova za polijetanje raste za 7.15 lbs.

1.4.2 Faktor senzitivnosti mase zrakoplova pri polijetanju prema masi praznog zrakoplova:

( ){ }[ ]BAWinvWB

WW

TOTO

E

TO

÷−⋅⋅⋅=

∂∂

1010 loglog1 (2.29)[1]

lbslbsWW

E

TO /731.1=∂∂

Iz čega proizlazi da pri povećanju mase praznog zrakoplova za 1 lb masa zrakoplova pri polijetanju raste za 1.731 lbs.


Tim Raketa 26

1.4.3 Faktor senzitivnosti mase zrakoplova pri polijetanju prema doletu:

)/( DLVCF

RW jTO

⋅

⋅=

∂∂ (2.46)[1]

nmlbsR

WTO /563.13=∂∂

Parametar F:

{ }DBWCMMWBF

TOffresTO −−⋅⋅⋅+⋅⋅−=

)1(1)1(2 (2.44)[1]

lbsF 98042=

Iz čega proizlazi da pri povećanju doleta za 1 nm moramo povećati ukupnu masu zrakoplova pri polijetanju za 13.563 lbs.

1.4.4 Faktor senzitivnosti mase zrakoplova pri polijetanju prema istrajnosti:

ltr

jltrTO

DLCF

EW

)/(⋅

=∂∂ (2.47)[1]

hlbsE

WTO /8.3770=∂∂

Nije posve jasno zašto se uopće računa ovaj faktor senzitivnosti, jer je trajanje faze kruženja propisano FAR-om i traje 30 min. Taj je faktor bitan samo kod eventualne promjene propisa ili karakteristika zrakoplova u režimu kruženja, pa smo ga zato ostavili.


Tim Raketa 27

1.4.5 Faktor senzitivnosti mase zrakoplova za polijetanje prema brzini krstarenja:

{ })/(2 DLVCRF

VW j

cr

TO

−⋅⋅−

=∂∂ (2.48)[1]

ktslbsVW

cr

TO /176.47−=∂∂

Iz čega proizlazi da bi se pri povećanju brzine krstarenja za 1 kt masa zrakoplova za polijetanje zapravo smanjila za iznos od 47.176 lbs.

1.4.6 Faktor senzitivnosti mase zrakoplova za polijetanje prema specifičnoj potrošnji goriva:

Pri režimu krstarenja :

DLVRF

CW

jcr

TO

/⋅⋅

=∂∂ (2.52)[1]

hlbslbsCW

jcr

TO //31001=∂∂

Pri režimu kruženja:

DLEF

CW

jltr

TO

/⋅

=∂∂ (2.54)[1]

hlbslbsCW

jltr

TO //8.3770=∂∂


Tim Raketa 28

1.4.7 Faktor senzitivnosti mase zrakoplova za polijetanje prema omjeru uzgona i otpora:

Pri režimu krstarenja:

( ) ( ){ }2// DLVCRF

DLW jcr

cr

TO

⋅

⋅⋅−=

∂∂ (2.53)[1]

( ) lbsDL

W

cr

TO 8.1972/

−=∂∂

Iz čega proizlazi da se jediničnim povećanjem omjera uzgona i otpora pri režimu krstarenja masa zrakoplova za polijetanje smanjuje za 1972.8 lbs.

Pri režimu kruženja:

2)/()/( DLCEF

DLW jltr

ltr

TO ⋅⋅−=

∂∂ (2.55)[1]

lbsDL

W

ltr

TO 57.202)/(

−=∂∂

Iz čega proizlazi da se jediničnim povećanjem omjera uzgona i otpora pri režimu krstarenja masa zrakoplova za polijetanje smanjuje za 202.57 lbs.


Tim Raketa 29

1.5 Zaključak Cilj ovoga poglavlja bio je procijeniti uzletnu masu zrakoplova i odrediti koeficijente senzitivnosti. Procjeni uzletne mase prethodilo je određivanje regresijskih koeficijenata A i B koji su dobiveni na temelju podataka o masama sličnih zrakoplova, prikupljenih i navedenih u nultom poglavlju. Odmah na početku je izvršena selekcija prema masama i doletu, tako da su eliminirani zrakoplovi čija masa i dolet znatno odstupaju od ostalih zrakoplova.

Sljedeći korak je bio određivanje ukupne frakcije goriva Mff koji je izračunat na temelju frakcija goriva po fazama misije. Faze misije su utvrđene iz profila misije.

U razmatranje je bio uzet složeniji profil misije koji bi uključivao nakon faze krstarenja i faze spuštanja i ponovnog penjanja i let do alternativnog aerodroma, no nakon sagledavanja cjelokupnog problema tim Raketa se odlučio za navedeni profil misije (slika 1.3.2.) tako da zadovoljava kriterije FAR propisa (FAR 121.645) u skladu sa zadanim zadatkom i namjenom budućeg zrakoplova. U samom procesu iteracije uneseno je jedno pojednostavljenje vezano za masu rezervnog goriva. Pretpostavljenih 7.5% ukupno potrošene količine goriva se poprilično dobro poklapa sa naknadno izračunatih 10 % potrošenih tokom samog leta do odredišta. Do tih 7.5% došlo se metodom pokušaja i promašaja. Naime, ovako dobivena masa rezervnog goriva zadovoljava zahtijevanu količinu rezervnog goriva od strane FAA.

Kod računanja faktora senzitivnosti odredili smo kako promjena pojedinog parametra i režima leta utječe na uzletnu masu.

Dobivena uzletna masa zrakoplova nakon iterativnog postupka iznosi WTO=18489 lbs. U proračunu nismo uzimali u obzir utjecaj udjela kompozitnih materijala na ukupnu masu konstrukcije, jer ne znamo sa sigurnošću koliki je udio kompozitnih materijala u pojedinim dijelovima konstrukcije zrakoplova navedenih u prethodnom poglavlju, a i nismo tome pridodali veliku važnost jer se ipak radi o preliminarnoj procjeni mase.


Tim Raketa 30

1.6 Literatura

[1] Roskam J.,Airplane Design, Part I, Preliminary Sizing of Airplanes, AIAA Education Series, New York, 1989.g.

[2] Jane's All The World's Aircraft 2004 2005, Jane's Information Group Limited, 2004,UK

[3] www.aerospace.bombardier.com

[4] www.cessna.com

[5] www.airliners.net/info/

[6] www.flug-revue.rotor.com

Preliminarno dimenzioniranje : Dimenzioniranje prema zadanim performansama

31

2 Preliminarno dimenzioniranje : Dimenzioniranje prema zadanim performansama

2.1 Lista simbola i indeksa

Simbol Opis Jedinica

a korelacijski koeficijent

a brzina zvuka fps / (m/s)

b korelacijski koeficijent

b raspon krila ft / m

A vitkost krila

CD koeficijent otpora

CD0 koeficijent parazitnog otpora

cf koeficijent trenja oplate

CGR zahtijevani stupanj penjanja prema FAR-u 25 deg

CL koeficijent uzgona

e Oswaldov koeficijent

f parazitna površina ft2 / m2

H nadmorska visina ft / m

Ma Machov broj

N broj motora -


32

p tlak zraka psf / (N/m2)

q dinamički tlak

S referentna površina krila ft2 / m2

SFL duljina sletne staze ft / m

STOFL duljina poletne staze ft / m

Swet opstrujavana površina ft2 / m2

T potisak lbs / kg

TOP25 parametar polijetanja po FAR-u 25

VA brzina leta u prilazu fps / (m/s)

VS brzina sloma uzgona fps / (m/s)

W masa lbs / kg

∆CD0i prirast koeficijenta otpora nultog uzgona

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

SW opterećenje krila (lbs/ft2) / (kg/m2)

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛WT opterećenje potiskom (lbs/lbs) / (kg/kg)

σ odnos gustoće zraka na nadmorskoj visini

USS-a i na razini mora -

ρ gustoća zraka slug / ft3


33

Lista indeksa

Indeks Opis TO oznaka režima polijetanja L oznaka režima slijetanja

max oznaka maksimalne vrijednosti cr oznaka režima krstarenja


34

2.2 Uvod

U prethodnom poglavlju dobivena je preliminarna težina zrakoplova pri polijetanju s kojom krećemo dalje u izradu projektnog zadatka. U ovom dijelu će biti prikazano dimenzioniranje prema zadanim performansama kao i ograničenjima koja su postavljena FAR regulativama.

Poglavlju će sadržavati procjenu polare za različite konfiguracije zrakoplova, te će biti prikazana sva dana ograničena u jednom dijagramu (“Matching dijagram”). Cilj ovog poglavlja je odrediti površinu krila i potreban potisak.

2.3 Proračun ograničenja prema zadanim performansama

Parametri koji su ključni za ostvarenje zadanih performansi zrakoplova su opterećenje potiskom “thrust loading”(T⁄W) i opterećenje krila “wing loading”(W/S).

Za potrebu proračuna mora se pretpostavit jedan od ovih parametara da bih se izračunao drugi.

Zahtjevi postavljeni prema specifikaciji misije i ograničenja postavljena FAR regulativama su :

zahtjev za duljinu USS5 pri polijetanju, zahtjev za duljina USS pri slijetanju, ograničenja vezana za brzinu uspinjanja propisana FAR 25.111 i FAR 25.121, zahtjev brzine krstarenja određen specifikacijom misije.

Navedena ograničenja su izražena kao funkcije parametara (T/W) i (W/S) grafički prikazana u Matching dijagramu opisanom u poglavlju 2.4.

2.3.1 Procjena polare zrakoplova

Na temelju Oswaldova koeficijenta e i parazitnog otpora CD0, pristupa se konstruiranju polare zrakoplova.

Koeficijent otpora može se izraziti preko zbroja parazitnog i induciranog otpora .

Pretpostavlja se paraboličan oblik polare

eAC

CC LDD ⋅⋅+=π

2

0 (3.19)[1]

5 USS - uzletno sletna staza


35

Gdje su:

CD - koeficijent otpora zrakoplova

CL - koeficijent uzgona

A=7.5 - procijenjeno na temelju usporedbe podataka sličnih zrakoplova, prema 0.

poglavlju

e - Oswaldov koeficijent

SfCD =0 - koeficijent parazitnog otpora (3.20)[1]

CD0 = 0.0160

f - ekvivalentna parazitna površina

S=300 ft2 - površina krila, pretpostavka na temelju podataka iz nultog poglavlja

Određivanje opstrujavane površine Swet

Opstrujavana površina Swet se određuje na temelju WTO poznavajući koeficijente c i d odabranih iz tablice 3.5 [1] za grupu sličnih zrakoplova, tj. preko logaritamskog dijagrama koji povezuje Swet i WTO.

c = 0.2263

d = 0.6977

TOwet WdcS 1010 loglog ⋅+= (3.22)[1]

izvedeno :

)loglog( TOwet WdcinvS ⋅+=

Swet = 1597.1 ft2


36

Određivanje parazitne površine f

Parazitna površina f se određuje na isti način kao i Swet, preko koeficijenata a i b iz tablice 3.4 [1] ili preko logaritamskog dijagrama koji povezuje te dvije veličine .

Korelacijski koeficijenti za parazitne površine a i b odabrani su prema procijenjenom koeficijentu trenja površine cf = 0.0030. Za koeficijent trenja površine odabrana je najmanja ponuđena vrijednost iz iste tablice, zbog pretpostavke primjene najnovije tehnologije obrade materijala, izrade oplate zrakoplova i korištenja suvremenih premaza.

cf =0.0030

a=2.5229

b=1.0000

wetSbaf 1010 loglog ⋅+= (3.21)[1]

izvedeno :

)loglog( wetSbainvf ⋅+=

f = 4.79


37

Prirast otpora i Oswaldov koeficijent

Pri režimu polijetanja i slijetanja parazitnom otporu se dodaje i prirast otpora zbog izvučenih zakrilca i podvozja. U tablici su navedene vrijednosti otpora zakrilca i podvozja ovisno o konfiguraciji :

Tablica 2.1 Prirast otpora i Oswaldov koeficijenti za razne konfiguracije6

Gdje se CD0i određuje prema izrazu :

CD0i = CD0 + ∆CD0i

i=1,2,3,4,5,6 (i određuje konfiguraciju)

Napomena: prirast otpora zbog utjecaja podvozja ∆CD0p = 0.016

6 Tablica 3.6 na strani 127 reference [1]

Konfiguracija ∆CD0i CD0i e

1 Čista 0 0.0160 0.83

2 Zakrilca u režimu

polijetanja

(bez podvozja) 0.015 0.0310 0.77


polijetanja

(s podvozjem) 0.031 0.0470 0.77


slijetanja

(bez podvozja) 0.060 0.0760 0.73


slijetanja

(s podvozjem) 0.076 0.0920 0.73

6 Prilaz s podvozjem 0.0535 0.0695 0.75


38

Jednadžbe polara za različite konfiguracije :

20 )(

1L

iiDD C

eACC ⋅

⋅⋅+=

π (3.19)[1]

Uvrštavajući vrijednosti CL u gore navedenu jednadžbu u obliku vektora izračunavaju se odgovarajuće vrijednosti koeficijenta otpora CD. Sada možemo nacrtati polaru zrakoplova u navedenim konfiguracijama.

0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.40

0.5

1

1.5

2

2.5

3

3.5

4Polara zrakoplova

Koeficijent otpora Cd

Koe

ficije

nt u

zgon

a C

l

CleanTake off-gear upTake off-gear downLanding-gear upLanding-gear downApproach - gear down

Slika 2.1 Polara zrakoplova za različite konfiguracije


39

2.3.2 Dimenzioniranje prema zadanoj dužini staze polijetanja Prema FAR-u 25 određuje se dimenzioniranje za dužinu staze polijetanja. Dodatna

pretpostavka je da zrakoplov polijeće s pripremljene površine ( betonska USS ili asfaltna USS).

Slika 2.2 Prikaz staze za polijetanje 7

Dužina USS-a prema specifikacijama misije iznosi STOFL = 4000 ft.

σ - omjer gustoće zraka na nadmorskoj visini piste i na razini mora (pojednostavljeno se uzima da je taj omjer = 1)

TOP25 - parameter pri polijetanju prema FAR-u 25

Dužina USS-a pri polijetanju proporcionalna je opterećenju krila pri polijetanju.

25

max

TOP

WTC

SW

S

TOTOL

TOTOFL =

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛⋅⋅

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

∝σ

(3.7)[1]

7 FAR 25


40

==5.3725

TOFLSTOP 106,67 (3.8)[1]

Iz jednadžbe (3.7) [1] izraziti će se omjer thrust to weight u ovisnosti od opterećenja krila te će ta ovisnost biti prikazana u matching dijagramu kao jedno od ograničenja. Pravac predstavlja minimalni omjer thrust to weight ispod kojeg se ne smije ići.

2.3.3 Dimenzioniranje prema zadanoj dužini staze slijetanja

Slika 2.3 Prikaz staze za slijetanje 8

Prema FAR-u 25 radi se dimenzioniranje prema zadanoj dužini staze slijetanja. Dužina staze za slijetanje definirana je kao ukupna dužina za slijetanje prema (3.16) [1] podijeljena sa 0.6 (faktor sigurnosti uključen zbog tehnike pilotiranja i ostalih uvjeta van nadzora FAA ).

Dužina USS-a zadana je zadatkom, i iznosi : 4000=FLS ft

Brzina pri kojoj dolazi do sloma uzgona iznosi :

3.1A

SLVV = (3.15)[1]

8 FAR 25


41

3.0

FLA

SV = (3.16)[1]

=AV 115.47 kts

=SLV 88.82kts

85.01

2

2max

_

⋅⋅⋅

=⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ SLLL

TOL

VCS

W ρ (3.1)[1]

=⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

TOLSW

_

56.58 lbs/ft2

Napomena : opterećenje krila kod slijetanja prikazano kao opterećenje krila kod polijetanja

2.3.4 Dimenzioniranje prema zadanim zahtjevima uspinjanja

Zahtjevi za penjanje definirani su za režime leta AEO i OEI (all engines operating i one engine inoperating) po segmentima uspinjanje, u FAR-u 25.111, FAR-u 25.119 i FAR-u 25.121. Nadalje, zahtjevi za uspinjanje dani su za dva općenita slučaja, pri normalnom uspinjanju i pri uspinjanju nakon odustajanja od slijetanja (balked landing). Za sve te slučajeve potrebno je odrediti minimalno opterećenje potiskom.


42

2.3.4.1 Početna faza uspinjanja, konfiguracija OEI, FAR 25.111

U ovoj fazi pri konfiguraciji sa jednim motorom van pogona gradijent penjanja mora biti veći od 1.2 % (CGR>0.012).

CGR1 = 0.012

Konfiguracija faze:

Zakrilca Polijetanje

Podvozje Uvučeno

Potisak OEI Polijetanje

Visina 0 ft

Dodatno uključuje :

brzina V2 = 1.2VSTO ispravan motor na maksimalnom potisku za uzlijetanje između 35 ft i 400 ft mora se uzeti u obzir ground effect atmosferske uvjete okoline maksimalnu masu pri uzlijetanju

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

−⋅⎥

⎦

⎤⎢⎣

⎡+=⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛

11

11

1 NN

CC

CGRWT

L

D

TO

(3.31a)[1]

4411 .

CC TOmaxL

L =

CL1 = 1.11

21

2021

1LDD C

AeCC ⋅

⋅⋅+=

π

CD1 = 0.092

N = 2 - broj motora

=⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

1TOWT 0.166 lbs/lbs


43

2.3.4.2 Prijelazna faza uspinjanja, konfiguracija OEI, FAR 25.121

U ovoj fazi uspinjanja sa samo jednim motorom operativnim gradijent uspinjanja mora

biti pozitivan, znači CGR>0.

CGR2 = 0

Konfiguracija :


Podvozje Izvučeno


Visina 0 ft


ispravan motor na maksimalnom potisku za uzlijetanje brzina između VLOF i V2 utjecaj ground effect-a atmosferske uvjete okoline maksimalnu masu pri uzlijetanju

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

−⋅⎥

⎦

⎤⎢⎣

⎡+=⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛

12

22

2 NN

CC

CGRWT

L

D

TO

(3.31a)[1]

21.1

max2

TOLL

CC =

CL2 = 1.322

22

3032

1LDD C

AeCC ⋅

⋅⋅+=

π

CD2 = 0.143

=⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

2TOWT 0.173 lbs/lbs


44

2.3.4.3 Druga faza uspinjanja, konfiguracija OEI, FAR 25.121

U ovoj fazi uspinjanja prema FAR-u 25.121 gradijent uspinjanja mora biti veći od 0.024.

CGR3 > 0.024

Faza uključuje sljedeću konfiguraciju :


Podvozje Uvučeno


Visina 0 ft


ispravan motor na maksimalnom potisku za uzlijetanje, pri brzini

TOSVV ⋅= 2.12 , izvan utjecaja ground effect-a, atmosferske uvjete okoline, maksimalnu masu pri uzlijetanju.

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

−⋅⎥

⎦

⎤⎢⎣

⎡+=⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛

13

33

3 NN

CC

CGRWT

L

D

TO

(3.31a)[1]

44.13

TOLmacL

CC =

CL3 = 1.111

23

2023

1LDD C

AeCC ⋅

⋅⋅+=

π

CD3 = 0.099

=⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

3TOWT 0.191 lbs/lbs


45

2.3.4.4 Faza uspinjanja pri čistoj konfiguraciji OEI, FAR 25.121

Gradijent uspinjanja u ovoj fazi mora biti veći od 0.012, prema FAR-u 25.121.

CGR4 > 0.012


Zakrilca Uvučena

Podvozje Uvučeno

Potisak OEI Penjanje

Visina Iznad 400 ft


zakrilca uvučena; podvozje uvučeno; ispravan motor na maksimalnom stalnom potisku; pri brzini od SVV ⋅= 25.1 ; atmosferske uvjete okoline; maksimalnu masu pri uzlijetanju.

FmaxC = 0.94 - omjer maksimalnog stalnog potiska i potiska pri polijetanju

CmaxL

D

TO

FN

NCCCGR

WT

⋅⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

−⋅⎥

⎦

⎤⎢⎣

⎡+=⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛

14

44

4

(3.31a)[1]

2max

4 25.1TOL

L

CC =

CL4 = 0.8320

24

1014

1LDD C

AeCC ⋅

⋅⋅+=

π

CD4 = 0.0514

=⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

4TOWT 0.1569 lbs/lbs


46

Pri računanju po jednadžbi Ref [1], 3.31a dobije se odnos thrust to weight koji je potrebno korigirati za omjer maksimalnog potiska i potiska pri polijetanju FmaxC.

Za faze uspinjanja pri konfiguraciji AEO ne treba sve posebno računati, jer su zahtjevi pri konfiguraciji OEI stroži i samim time zadovoljava i AEO konfiguracija.

2.3.4.5 Faza uspinjanja pri slučaju balked landing-a, AEO, FAR 25.119

Slika 2.4 Prikaz slučaja balked landinga9

U ovoj fazi, gradijent uspinjanja mora biti veći od 3.2 %.

CGR5 > 0.032


Zakrilca Slijetanje

Podvozje Izvučeno

Potisak AEO Polijetanje

9 (http://www.tc.gc.ca/CivilAviation/commerce/manuals/multicrewSOP/chapter10/section12.htm


47

Visina 0 ft


pri brzini SVV ⋅= 3.1 ; atmosferske uvjete okoline; maksimalnu masu pri slijetanju.

⎥⎦

⎤⎢⎣

⎡+=⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛

5

55

5 L

D

TO CC

CGRWT

(3.31a)[1]

2max

5 3.1LL

LC

C =

CL5 = 1.0651

25

5055

1LDD C

AeCC ⋅

⋅⋅+=

π

CD5 = 0.1579

1258.05

=⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

TOWT

lbs/lbs


48

2.3.4.6 Faza uspinjanja pri slučaju blaked landing-a, OEI, FAR 25.121

U ovoj fazi, gradijent uspinjanja za dvomotorne zrakoplove mora biti veći od 0.021.

CGR6 > 0.021


Zakrilca Prilaženje

Podvozje Izvučeno


Visina 0 ft


pri brzini ne većoj od SVV ⋅= 5.1 ; uvjet da

LA SS VV ⋅≤ 1.1 ; ispravan motor na maksimalnom potisku; atmosferske uvjete okoline; maksimalnu masu pri slijetanju.

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

−⋅⎥

⎦

⎤⎢⎣

⎡+=⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛

16

66

6 NN

CC

CGRWT

L

D

TO

(3.31a)[1]

ALC max = 1.7 maksimalni koeficijent uzgona u fazi prilaženja (srednja vrijednost koeficijenta uzgona pri slijetanju i polijetanju)

26 51.C

C AmaxLL =

CL6 = 0.7556

( ) 2

66

0502066

12 L

DDDD C

AeCC

CC ⋅⋅⋅

+∆+∆

+=π

CD6 = 0.1018

20502 DD CC ∆+∆

- srednja vrijednost utjecaja otpora zakrilca u fazi prilaženja


49

=⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

6TOWT 0.2168 lbs/lbs


50

2.3.5 Dimenzioniranje prema zahtjevu brzine krstarenja

Zahtjevi za uvjete krstarenja dani su u projektnom zadatku, zrakoplov mora krstariti na visini od 33000 ft pri brzini Vcr = 460 kts. Treba odrediti opterećenje potiskom prilikom krstarenja i svesti tu vrijednost na uvjete pri polijetanju.

cr

TO

TOcrTOcr TT

WW

WT

WT

⋅⋅⎟⎠⎞

⎜⎝⎛=⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛ 4 -opterećenje potiskom pri krstarenju svedeno na uvjete polijetanja

crcrcrD

cr SW

eAq

WSqC

WT

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛⋅

⋅⋅⋅+⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛⋅⋅=⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛

10

1π

(3.60)[1]

crDDcrD CCC 000 ∆+=

0002.00 =∆ crDC - prirast koeficijenta otpora pri nultom uzgonu10

0162.00 =crDC

2

21

crcr Vq ⋅⋅= ρ - dinamički tlak

TOTOcr W

WS

WS

W 4⋅⎟⎠⎞

⎜⎝⎛=⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛ - opterećenje krila pri krstarenju

TOWW /4 - omjer mase na početku krstarenja i mase pri uzlijetanju

TOcr TT / - omjer potiska pri krstarenju i pri polijetanju11

=⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛

TO

cr

TT

3.3333

Prilikom odabira vrijednosti pretpostavili smo da će projektirani zrakoplov imati low bypass ratio turbofan motor, što smo zaključili proučavajući zrakoplove iste kategorije.

10 Dijagram 3.32 ref [1] 11 Očitano iz dijagrama 3.15 ref [2]


51

2.4 Matching dijagram sa svim ograničenjima

Za prikaz svih ograničenja u dijagramu pretpostavili smo vrijednosti (W/S)TO u obliku vektora. Uvrštavanjem tih vrijednosti redom u funkcije ograničenja dobivaju se odgovarajuće vrijednosti parametra (T/W)TO.

Razmatrane su tri različite konfiguracije s obzirom na vrijednosti CLmaxTO i CmaxL. Pravci ograničenja za sve tri konfiguracije su prikazane na slici 2.5.

Slika 2.5 Matching dijagram

Vidi se kako povećanjem vrijednosti CLmax dolazi do povećanja podobnog prostora i to u smjeru osi opterećenja krila.

Izabrana točka je kompromis za izbor povoljnog omjera (T/W)TO i (W/S)TO). Na njoj se istovremeno vidi i izabrana kombinacija parametara (T/W)TO i (W/S)TO označena znakom ●. Podoban prostor je označen sivom bojom.


52

Odabrana konfiguracija:

CLmaxClean = 1.3

CLmaxTO = 1.6

CLmaxL = 1.8

Vrijednosti parametara u odabranoj točki:

(T/W)TO = 0.3318 lbs/lbs

(W/S)TO = 56.56 lbs/ft2

TTO = 6133.8 lbs

S = 327 ft2

b = 49.51 ft

Pri odabiru ove točke prioritet je bio postići ono opterećenja krila kojom se ostvaruje dovoljno veliko krilo za smještaj goriva i uređaja za povećanja uzgona. S druge strane dobivena površina krila je unutar granica klase. Veći izbor imamo na odabir veličine krila, nego na odabir parametra potiska jer nam potonji diktira tržište. Odabrat ćemo motor koji će imati potisak veći od izračunatog, pa će na taj način zadovoljiti odabrani parametar opterećenja potiskom i imat će određenu rezervu potiska. Ta rezerva potiska će biti potrebna prilikom uzlijetanja pri van projektnim atmosferskim uvjetima (visoka temperatura, niži tlak zbog veće nadmorske visine USS-a, povećana vlažnost zraka…). Nadalje, jači motor će biti manje opterećen u fazi krstarenja što će se povoljno odraziti na trajanje resursa (niži trošak održavanja). Usporedbom motora koji zadovoljavaju potisak koji je nama potreban, došli smo do zaključka da jači motor ima neznatno veću specifičnu potrošnju goriva. Razlike u potrošnjama goriva su takve da ne utječu previše na povećanje mase zrakoplova.


53

2.5 Zaključak

Tijekom izrade susreli smo se s problemom pretpostavki pojedinih parametara, pogotovo onih koji imaju dalekosežne posljedice na daljnji tijek proračuna. Tu se prije svega misli na izbor vrijednosti parametra koeficijenata uzgona prilikom slijetanja i polijetanja. Kako se vidi iz Matching dijagrama upravo ti parametri imaju najveći utjecaj na iznose potrebnog potiska i površinu krila (preko ograničenja duljine USS-e). Upravo prvotno zadani strog kriterij zadane duljine USS-a od 2500 ft rezultira potrebom za većim potiskom ili većom površinom krila, ovisno o odabranoj vrijednosti koeficijenta uzgona. Donesen je zaključak da bi se ublažavanjem zahtjeva duljine uzletne staze smanjila potreba kako za jakim motorom tako i za većom površinom. Smatramo da je ta duljina prekratka, jer slični zrakoplovi polijeću sa znatno duljih staza, a i duljine USS-a u regiji su znatno dulje od zadane. Duljine USS-a u svijetu se mogu naći na linku prema ref [4]. Naknadno je duljina USS-a povećana na 4000 ft, te se prikazani proračun odnosi upravo na tu duljinu. Tim potezom ostvarena je ušteda od oko 30% na površini krila u odnosu na stari kriterij.

Krajnji rezultat dao nam je iznose potrebnog potiska i referentne površine krila s kojima možemo krenuti u odabir konfiguracije zrakoplova.


54

2.6 Literatura

[1] Roskam J.,Airplane Design, Part I, Preliminary Sizing of Airplanes, 1989.g.

[2] Laurence K. Loftin, Jr, Subsonic Aircraft: Evolution and the Matching the Size to Performance, NASA 1980

[3] http://www.tc.gc.ca/CivilAviation/commerce/manuals/multicrewSOP/chapter10/section12.htm

[4] http://www.apnet.com/companions/034074152X/appendices/data-c/default.htm

Odabir konfiguracije

55

3 Odabir konfiguracije

3.1 Uvod

U trećem poglavlju o projektiranju zrakoplova razradit će se odabir konfiguracije zrakoplova i integracija pogonskog sustava. Poglavlje će sadržavati skice prijedloga buduće koncepcije našeg zrakoplova popraćene argumentiranom diskusijom. Opći koncept uključuje razvoj glatke aerodinamične oblikovane vanjske geometrije, izbor vrste pogona, odabir broja motora i samog smještaja, dizajn krila i repa, te odabir upravljačkih površina.

3.2 Diskusija o faktorima koji imaju utjecaj na projektirani zrakoplov

3.2.1 Lista faktora za značajnim utjecajem

Prvenstveno će se obratiti pozornost prilikom projektiranja na faktore koji utječu na ostvarenje zadane misije. Voditi će se računa o osiguranju prostora za smještaj i ugradnju komponenata, budući da je riječ o business putničkom zrakoplovu staviti će se naglasak na komfor, udobnost, sigurnost i cijenu. U obzir će se uzeti proizvodnost, materijali i tehnologije korištene pri izradi, podobnost za održavanje, zadani zahtjevi te određeni parametri koji direktno ili indirektno proizlaze iz njih. Pokušat će se odabrati rješenje koje će zadovoljiti što više faktora.

Faktori koji bitno utječu na izgled konfiguracije :

Brzina leta; Dolet; Duljina uzletno sletne staze; Namjena zrakoplova; Broj putnika; Razina komfora; Cijena; Sigurnost; Stabilnost; Proizvodnost; Masa zrakoplova; Izbor materijala Vrsta i broj motora…


56

3.2.2 Diskusija

Velika brzina krstarenja koju naš zrakoplov mora postići utječe na geometriju krila (kut strijele, debljina profila), te na potrošnju goriva (veća brzina – veća potrošnja što traži veći spremnik goriva). Povećanjem brzine leta povećava se i otpor što uvjetuje glatka formu zrakoplova (nužno je osigurati prostor za uvlačenje podvozja). Povećanjem doleta povećava se potrebna količina goriva čime se povećava volumen spremnika goriva. Povećanjem doleta produljuje se trajanje leta, pa je putnicima potrebno osigurati odgovarajući komfor za duži let (veći gabariti putničkog prostora i prostora za prtljagu, smanjenje buke, dodatni sadržaji itd.).

3.3 Komparativna studija zrakoplova sa sličnom misijom i performansama

3.3.1 Komparativna analiza performansi i geometrije sličnih zrakoplova

U tablicama koje slijede se nalazi prikaz performansi i geometrijskih parametra odabranih sličnih zrakoplova.

Cessna Citation Encore LearJet 45 Hawker 400

XP Cessna

Citation Exel Raytheon Premier I

Duljina [ft] 48,9 55,5 48,4 51,8 45,31

Raspon krila [ft] 54,1 47,9 43,5 56,3 44,5

Površina krila [ft2] 322,3 311,6 284,7 380,5 247,1

Vitkost krila 9 7,3 7,8 8,4 8

Raspon repa [ft] 21,6 16,5 21,6 16,5

Površina vertikalnog

stabilizatora [ft2] 50,9 63,6 50,9 51,5

Površina horizontalnog

stabilizatora [ft2] 84,8 56,5 84,8 50

Tablica 3.1 Vanjske dimenzije zrakoplova


57

Cessna Citation Encore

Bombardier LearJet 45

Hawker 400 XP

Cessna Citation Exel

Raytheon Premier I

Maksimalna visina kabine [ft] 4,85 4,95 4,85 5,75 5,45

Maksimalna širina kabine [ft] 4,9 5,05 4,1 5,65 5,55

Duljina putničkog prostora [ft] 17,4 19,9 15,6 18,8 13,6

Volumen prtljažnog prostora

[ft3] 69 50 46,4 80 54

Tablica 3.2 Unutarnje dimenzije

Cessna Citation Encore

Bombardier LearJet 45

Hawker 400 XP

Cessna Citation Exel

Raytheon Premier I

Uzletna masa [lbs] 16630 20500 16300 20000 12500

Potisak motora [lbs] 6800 7000 5930 7982 4600

Dolet [nm] 1970 2098 1511 2080 1500

Dužina USS-a [ft] 3490 4350 3906 3590 3000

Brzina krstarenja [kts] 494 464 467 429 461

Tablica 3.3 Performanse zrakoplova


58

3.3.2 Usporedba konfiguracija sličnih zrakoplova

Slika 3.1 LearJet 45, [3]

Slika 3.2 Hawker 400XP, [3]


59

Slika 3.3. Cessna Citation Exel, [3]

Slika 3.4 Cessna Citation, [3]


60

Slika 3.5 Raytheon Premier I, [3]

3.3.3 Diskusija

Skoro svi zrakoplovi u ovoj kategoriji su niskokrilci (iznimka je Westwind 1124). Niskokrilci omogućavaju niže postavljeno podvozje (samim time i manji otpor koji on uzrokuje u izvučenom položaju i manji potreban prostor za uvlačenje). Neprekinutost glavne ramenjače je jedna od dobrih strana s pogleda nosivosti krila. Iskorištavanje torzijske kutije za spremanje podvozja, integraciju spremnika goriva u krilo i centroplan su također razlozi zbog kojih se preferira ovakav smještaj krila. Niskokrilce odlikuje bolja upravljivost od ostalih izvedbi.

Sama krila su izvedena većinom kao strelasta, a postoje i izvedbe s trapeznim krilima. Razlog tome je velika brzina leta zrakoplova. Kod većine zrakoplova u klasi krila su postavljena pod pozitivnim dihedralnim kutom radi stabilnosti oko osi valjanja zrakoplova.. Pojedini zrakoplovi u klasi na krajevima krila imaju nastavke za smanjivanje induciranog otpora.

Također, svi odabrani zrakoplovi imaju po dva motora koji su smješteni na zadnjem dijelu trupa. Jedan od razloga je taj, da motori nisu stali pod krilo zbog izvedbe same konfiguracije. Isto tako, pri smještaju motora na stražnjem dijelu trupa manja je buka u kabini i pri otkazu jednog od motora manji je moment skretanja koji je potrebno kompenzirati komandama. Motori na stražnjem dijelu trupa omogućuju nesmetan pogled iz kabine. Broj motora je u većini slučajeva sveden na dva zbog nemogućnosti postavljanja jednog motora iz sigurnosnih razloga. Za zrakoplove ovih dimenzija i performansi nije potrebno više od 2 motora.


61

Neki imaju T - konfiguraciju repa dok drugi križnu ili konvencionalnu. To je najvjerojatnije uvjetovano smještajem motora. Svi imaju tricikl izvedbu podvozja, koje je uvlačivo radi smanjenja otpora tijekom leta. Tricikl omogućuje upravljanje nosnim kotačem pri taksiranju. Broj kotača nosne noge i glavnih nogu podvozja varira, pojedini zrakoplovi imaju jedan, a pojedini dva kotača po jednoj nozi. Ovisno o veličini neki business jet-ovi imaju prekretače potiska kako bi smanjili potrebnu duljinu zaustavljanja. Također, posjeduju i spoilere koji služe za slamanje sile uzgona na krilu iz navedenog razloga.

3.4 Odabir pogonskog sustava

3.4.1 Selekcija tipa pogonskog sustava

Kako u profilu misije nije specificirana vrsta pogonskog sustava, prema dijagramu 5.1 [1], za naš tip zrakoplova, prema visini i brzini leta navedenih u drugom izvještaju odlučeno je, da će se koristiti turbofan motor

Izabran je turbofan motor model PW15D-5C proizvođača Pratt & Whitney. Taj model odgovara profilu naše misije i između razmatranih motora izabran je kao najpovoljniji. Presudna činjenica pri odabiru ovog motora bila je njegova reputacija visoke pouzdanosti, malene specifične potrošnje goriva i niske razine buke, što je posebno uzeto u obzir zbog naše konfiguracije motora na krilima. U tablici 3.4. prikazane su tehničke karakteristike odabranog motora.

Proizvođač Pratt & Whitney

Model PW15D-5C

Maksimalan potisak [lbs] 3190

Masa suhog motora [lbs] 665

Specifična potrošnja goriva [lbs/lbs/h] 0.551

Broj stupnjeva ventilatora 1

Broj stupnjeva kompresora 2

Broj stupnjeva turbine 2

Dimenzije motora [in] ∅27×63

Tablica 3.4 Karakteristike motora


62

3.4.2 Selekcija broja motora

U praksi se pokazalo kako su dva motora idealno rješenje za naš tip zrakoplova. Izvedba sa samo jednim motorom nije dozvoljena zbog sigurnosti, a izvedbe s tri ili više motora nisu opravdane iz više razloga. Tromotorna izvedba diktira smještaj motora na repu. Ona povećava masu konstrukcije, otežava održavanje (pristup trećem motoru), a više motorne izvedbe ne dolaze u razmatranje kod zrakoplova ovih dimenzija.

Kako zahtjevan potisak iznosi 6120 lbs, dolazi se do podatka od oko 3060 lbs potiska po motoru pri dvomotornoj konfiguraciji.

Slika 3.6. Motor PW JT 15D-5C


63

3.5 Odabir konfiguracije

3.5.1 Generalna konfiguracija zrakoplova

Odlučili smo se za zrakoplov konvencionalne konfiguracije, uz manje modifikacije. Na to smo se odlučili pretežito zbog jednostavnosti izrade, niže cijene i “pitomog” vanjskog izgleda. Kada bi odabrali neku nekonvencionalnu konfiguraciju bilo bi potrebno provesti dodatna ispitivanja kako bi se prikupili svi potrebni podaci. S time bi svakako povisili cijenu našeg zrakoplova. Dakako, da bi upotrebom neke nekonvencionalne konfiguracije mogli postići možda nešto bolje performanse, kao i “agresivniji” izgled zrakoplova.

3.5.2 Konfiguracija krila

Odabrali smo nisko postavljeno krilo koje ima sljedeće prednosti:

• putnički prostor ostaje jedna cjelina; • torzijska kutija koja se nalazi ispod putničkog prostora može se iskoristiti za

spremanje goriva i glavnog podvozja; • neprekinutost glavne ramenjače; • ojačanje glavne ramenjače se može iskoristiti za montiranje nosača motora i glavnog

podvozja koje preuzima najveća naprezanja pri slijetanju; • olakšava se pristup krilu prilikom održavanja; • nisko krilo služi kao platforma prilikom slijetanja na trbuh.

Negativne strane ove izvedbe su sljedeće:

• zaklonjenost pogleda iz putničke kabine; • mogućnost oštećenja krila prilikom opsluživanja zrakoplova na zemlji; • slabija stabilnost u usporedbi sa visokokrilcima; • ograničava izbor slobodnih pozicija za postavljanje motora.


64

3.5.3 Konfiguracija stabilizacijskih površina

Odabrana je križna konfiguracija repa zbog smještaja motora na krila. Prednosti su :

• smanjena je opasnost od zaklanjanja kormila smjera pri velikim napadnim kutem; • također je smanjena opasnost od postavljanja horizontalnog stabilizatora u ispušnu

struju motora u odnosu na konvencionalnu izvedbu repa; • manja je potreba za krutošću konstrukcije u odnosu na T-rep izvedbu; • smanjen je moment propinjanja zbog induciranog otpora na horizontalnom

stabilizatoru u odnosu na T-rep izvedbu.

Negativna strana ove izvedbe je veća složenost konstrukcije kormila smjera, zato jer je ono (eventualno) podijeljeno na 2 dijela.

3.5.4 Integracija pogonskog sustava

Odlučili smo se za smještaj motora na krilo, koje ima sljedeće prednosti:

• smještajem na trup povećava se masivnost zadnjeg dijela trupa; • smještajem motora na krilo smanjuju se prenesene vibracije na konstrukciju zrakoplova; • rasterećuje se konstrukcija krila tijekom leta; • izbjegava se provlačenje vodova vrućeg zraka i vodova goriva kroz putničku kabinu; • već ojačani elementi krila se iskorištavaju za postavljanje motora; • motor se nalazi u neporemećenoj struji zraka kako pri krstarenju tako i pri velikim kutem

klizanja (manja je opasnost da će biti zaklonjen od strane trupa); • jednostavnija izvedba anti-icing i de-icing sustava.

Negativne strane ovakvog smještaja motora su:

• potreba za većim vertikalnim stabilizatorom i kormilom smjera; • mogućnost negativnog utjecaja motora na karakteristike krila; • zaklanjanje pogleda iz kabine; • eventualno otežano održavanje samog motora.


65

3.5.5 Konfiguracija podvozja

Odabrano je klasično tricikl uvlačivo podvozje. Prednosti su :

• uvlačenjem se osigurava čista forma čime se postiže smanjenje otpora pri velikim

brzinama leta; • tricikl izvedba osigurava upravljivost tijekom taksiranja i stabilnost pri slijetanju i

polijetanju; • prednje podvozje se može iskoristiti kod vuče zrakoplova na zemlji.

Negativne strane su:

• mehanizam za uvlačenje povećava masu praznog zrakoplova; • mehanizam i samo podvozje zauzima mjesto, koje bi se moglo iskoristiti za neku

drugu namjenu (smještaj goriva).

U ovoj klasi zrakoplova teško bi se pronašla alternativa ovakvom podvozju, koje je većim dijelom uvjetovano položajem krila i brzinom leta zrakoplova.


66

3.5.6 Predložena konfiguracija

Slika 3.7 Nacrt

Slika 3.8 Bokocrt


67

Slika 3.9 Tlocrt


68

3.6 Zaključak

U razradu konfiguracije našeg zrakoplova započeli smo sa smionim prijedlogom prikazanim u Prilogu 1. Kod ovakve nekonvencionalne izvedbe nema nikakvih tehnoloških zapreka za njenu izradu, jedino je cijena izrade i cijena materijala korištenog u izradi vrlo visoka, pa nema ekonomskog opravdanja za izradu nekonvencionalnog „business jet“ zrakoplova. Mišljenja smo da bi ovakva konfiguracija bez problema ispunila zahtjeve misije, no međutim tržište još uvijek nije spremno za ovako radikalan koncept.

Pregledom odabranih konfiguracija zrakoplova, došli smo do zaključka da u ovoj klasi nema velikih odstupanja (kanardi, obrnuta strijela, V-rep...) od konvencionalnih izvedbi i to unatrag nekoliko desetljeća. Jedini uspio primjer konfiguracije koja odstupa od konvencionalne jest Honda Jet (prikaz u Prilogu 2.), koji nas je inspirirao i ohrabrio u odabiru konačne koncepcije. Odabrana konfiguracija ima prihvatljivu cijenu izrade, a istovremeno ispunjava zahtjeve misije. Radna grupa se odlučila za naziv zrakoplova “Tigris”.


69

3.7 Literatura

[1] Roskam J.,Airplane Design, Part II, Preliminary Configuration Design and Integration of Propulsion System, AIAA Education Series, New York, 1989.g.

[2] http://www.jet-engine.net/civtfspec.html

[3] Janes, All the World's Aircfaft,2004-2005.g.

[4] http://world.honda.com/Aircraftengines


70

3.8 Prilozi Prilog 1

Slika 3.10 Model “Eufrat”


71

Prilog 2.

Slika 3.11 Honda Jet, [4]

Slika 3.12 Projekcije Honda Jet-a, [4]

Projektiranje trupa

72

4 Projektiranje trupa

4.1 Lista simbola


fl ukupna duljina trupa mm

fd najveći promjer trupa mm

f

fd

l vitkost trupa (finesa)

Projektiranje trupa

73

4.2 Uvod

Nastavljamo s koncepcijom zrakoplova danom u prethodnom poglavlju, pa će se prema tome projektirati osnovni oblik i dimenzije trupa. Biti će prikazani layout putničke i pilotske kabine te preliminarni izgled trupa. Izrada se zasniva na usporedbi statističkih podataka o sličnim zrakoplovima. Zatim odabiru odgovarajućih vrijednosti pojedinih parametara, temeljem podataka i preporuka iz ref [1], a u skladu s FAR regulativama i zahtjevu misije.

4.3 Layout pilotske kabine (kokpita)

Na izgled pilotske kabine utječe nekoliko faktora. To su preglednost iz pilotske kabine, aerodinamička efikasnost prednjeg dijela zrakoplova i faktori čvrstoće. Preglednost koju je potrebno pružiti pilotu propisana je FAR regulativama . Potrebno je zadovoljiti sljedeće zahtjeve za naš tip zrakoplova12 :

Neometanost pogleda po visini od 15° na dolje do 20° prema gore Neometanost pogleda po azimutu od 20° lijevo do 30° desno Omogućen pogled 135° lijevo

Zadnja dva zahtjeva vrijede za pilota ( sjedi lijevo), dok je prvi univerzalan.

Drugi i treći zahtjevi mora biti zadovoljeni na način prikazan prema slici 4.1

Slika 4.1. Dijagram vidljivosti13

12 Ref [1] strana 24 13 Ref [1] strana 27

Projektiranje trupa

74

S aerodinamičnog aspekta traži se relativno položeno vjetrobransko staklo i glatko izveden prijelaz nos-staklo. To može uzrokovati izobličenost pogleda u donjem dijelu vjetrobranskog stakla.

Staklo treba biti dovoljno čvrsto kako bi izdržalo eventualni nalet na pticu prilikom leta i kako bi izdržalo naprezanja uslijed razlike tlakova. Iz tih razloga nužna je ugradnja okvira ili upornica na vjetrobransko staklo, te izbjegavanje velikih staklenih površina. Kod gotovo svih zrakoplova ovog tipa spomenuta se upornica nalazi na sredini stakla. Upravo zbog toga je vrlo teško udovoljiti zahtjevima preglednosti.

Pri projektiranju pilotske kabine našeg zrakoplova nailazi se na još jedan problem. Kotač prednjeg podvozja se pri uvlačenju smješta otprilike ispod i između sjedala pilota i kopilota. Zato je potrebno osigurati mjesta i ispod prostora pilotske kabine, a to nije jednostavno jer je visina cijelog prednjeg kraja određena visinom putničke kabine.

Stav samog pilota (način sjedenja, položaj oka u odnosu na kabinu), kao i upotrebljene oznake su preuzeti iz ref [1]14.

Iz crteža u prilogu A se vidi da su pri projektiranju učinjeni kompromisi između navedenih zahtjeva. Pri tome je veća važnost dana zahtjevima čvrstoće nauštrb preglednosti. Postavljanjem upornice određene širine na sredini stakla projektirana vidljivost od 30,3 stupnja u desno će se neznatno smanjiti. Prema slici 2.19.[1] vidi se da su neke pilotske kabine upravo tako izvedene. Vidljivost u ostalim pravcima je zadovoljena.

Također se Priloga 4.1 vidi da je ispod poda pilotske kabine ostavljeno oko 400 mm prostora predviđenog za smještaj kotača prednjeg podvozja. Najvjerojatnije će biti potrebno kotač podvozja smjestiti između pilota i kopilota. Zbog toga je pod pilotske kabine povišen u odnosu na pod putničke kabine. Nos je malo izdužen kako bi se dobila aerodinamičnija forma, te oslobodio prostor u koji bi se smjestio meteo radar.

Vjetrobransko staklo nije previše položeno kako posada ne bi sjedila preblizu staklu, te kako bi se izbjegla moguća izobličenost pogleda. Na isti način se smanjuje površina vjetrobranskog stakla (manja masa stakla, manja potreba za masivnijim okvirima). S druge strane tako položeno staklo kvari aerodinamičnu formu.

Ostavljeno je nešto prostora i iznad glave pilota. Na stropu pilotske kabine se nalaze prekidači sekundarnih sustava, jer moraju biti u dosegu posade.

14 Slike 2.2 i 2.7, te tablice 2.2 i 2.3

Projektiranje trupa

75

4.4 Layout trupa

Pri izradi layout-a putničke kabine u obzir su uzeti neki važniji faktori: promjer i visina kabine, sigurnost, izvedba, broj i raspored sjedala, položaj vrata pilotske kabine i toaleta, komfor putnika i funkcionalnost odabrane izvedbe.

Izvedba kabine maksimalno je podređena komforu putnika koji je pri dizajniranju putničke kabine uzet kao jedan od važnijih čimbenika. Uzevši u obzir masu zrakoplova i klasu kojoj pripada, odlučeno je da se neće inzistirati na kabini u kojoj je moguće uspravno stajati, jer bi presjek trupa bio prevelik, a time bi se povećala i masa zrakoplova i njegov otpor što za sobom povlači niz negativnih posljedica.

Presjek trupa izveden je u obliku kružnice, kao kombinacija između što manjeg otpora tijekom leta i što većeg raspoloživog prostora za putnike. Izvedba razmještaja sjedala po presjeku uzeta je konfiguracija 1+1 kao najprihvatljivija mogućnost u našoj klasi. Sjedala i razmak između njih omogućavaju dovoljnu udobnost za planiranu misiju (duljinu i trajanje leta). U kabinu je udobno smješteno devet putnika, uz sjedala nalaze se i stolovi, nasloni za ruke, pretinci ispod bočnih naslona i ispod svakog sjedala volumena 0.036 m3 ( u dimenzijama 400 x 600 x 150 mm), mini-bar i „refreshment cabinet“ koji sadrži hranu i piće.

Sam razmještaj sjedala napravljen je sukladno standardima u klasi, s time da su 3 para sjedala smještena okrenuta jedno prema drugome s radnim stolom između njih, a preostala 3 sjedala grupirana su u „club“ izvedbi koja omogućava lagano pretvaranje u udoban ležaj za odmor. Pri izvedbi sjedala uzeti su u obzir standardi propisani FAR-om o razmaku između sjedala na pojedinim visinama od podnice, tj. širina prolaza između sjedala15. Kao ogledna referenca za dimenzije sjedala poslužila je tablica 3.1 [1], klasa sjedala „de luxe“. U nastavku kabine smješten je prostrani toalet iza kojeg se nalazi odjeljak za prtljagu. U odjeljak za prtljagu omogućen je pristup izvana.

Putnička kabina opremljena je u cilju zadovoljenja potreba poslovnih ljudi, u njoj su raspoređeni utikači napona 220 V, DVD sustav sa LCD monitorima, satelitski telefoni itd. Prozori su izvedeni ovalnog oblika radi zadovoljavanja zahtjeva čvrstoće. Broj i položaj prozora odabran je tako da pruža dobar pogled svakome putniku i daje optimalno prirodno osvjetljenje kabine.

Izlaz za nuždu je smješten sukladno s FAR propisima na suprotnoj strani trupa u odnosu na glavni ulaz i izlaz, za našu klasu zrakoplova zahtjevan je jedan izlaz u slučaju opasnosti Tipa 4 (širine 19“ ), smješten iznad krila16.

Cijela kabina, uključujući i kokpit, toalet i prostor za prtljagu, je pod tlakom i klimatizirana što je izričit zahtjev zbog misijom zadane visine leta od 33000 stopa.

Oblik i duljina stražnjeg dijela zrakoplova ima velik utjecaj na performanse zrakoplova. Odabran je oblik prema dijagramu 3.3 [1] koji inducira malen otpor baze.

Kut izlaznog konusa je odabran prema tablici 4.1 [2]. Odabran je maksimalni kut od 11˚ za našu klasu kako bi smanjili ukupnu duljinu zrakoplova, a time i masu. Takav odabir povećava otpor baze, no to je ublaženo izborom oblika stražnjeg dijela. Smanjenjem duljine stražnjeg dijela omogućuje veći kut propinjanja zrakoplova prilikom polijetanja, što u konačnici može rezultirati

15 Propisano FAR-om 25.815 16 Propisano FAR-om 25.807

Projektiranje trupa

76

kraćom duljinom polijetanja. Negativna strana prekratkog stražnjeg dijela jest povećanje dimenzija kormila visine, kako bi se ostvario potreban moment propinjanja pri polijetanju.

Ukupna duljina trupa iznosi fl =14193 mm što podijeljeno sa promjerom od fd =1788 mm daje vitkost trupa lf / df = 7.9, što prema dijagramu 3.1 [1] daje jako mali koeficijent otpora trupa.

Konceptualna dobivena cjelina konstrukcije je prikazana na sljedećim slikama, dok je layout prikazan na crtežu u prilogu B.

Slika 4.3 Prikaz trupa zrakoplova

Slika 4.4 Izometrijski prikaz trupa zrakoplova

Projektiranje trupa

77

4.5 Zaključak

U ovom djelu odredili smo izgled pilotske kabine i trupa. Prilikom projektiranja bilo je potrebno uskladiti niz kontradiktornih zahtjeva što se postiglo uvođenjem određenih kompromisa. To se prije svega odnosi na projektiranje pilotske kabine te stražnjeg dijela trupa. Budući da se radi o business jetu, velika pažnja se posvetila dizajnu putničke kabine. Glavni kriteriji su bili funkcionalnosti i komfor, te se uspjelo ukomponirati niz popratnih sadržaja koji će poslužiti da tijekom leta osigura putnicima ugodan let.

Projektiranje trupa

78

4.6 Literatura

[1] Roskam J., Airplane Design: Part III, Layout design of cockpit, fuselage, wing and empennage:cutaways and inboard profiles, AIAA Education Series, New York, 1989.

[2] Roskam J., Airplane Design: Part II, Preliminary Configuration Designe and Integration of the Propulsion System, AIAA Education Series, New York, 1989.

Konceptualno projektiranje krila

79

5 Konceptualno projektiranje krila

5.1 Lista simbola


A aspektni odnos krila -

B raspon krila ft

CLmax maksimalni koeficijent uzgona -

CLα nagib krivulje uzgona krila deg-1

Clα nagib krivulje uzgona aeroprofila deg-1

Clcr koeficijent uzgona pri krstarenju -

cr duljina tetive u korijenu krila ft

ct duljina tetive u vrhu krila ft

iw postavni kut krila deg (°)

kλ korekcijski faktor zbog suženja krila -

Q dinamički tlak psf

S površina krila ft2

V brzina leta kts

VWF volumen krila za smještaj goriva ft3

VF volumen goriva ft3

WF masa goriva lbs

WTO masa zrakoplova pri polijetanju lbs

Α napadni kut deg (°)

∆ otklon zakrilca deg (°)

εw kut uvijanja krila deg (°)

λw suženje krila -

Ρ gustoća zraka lbs / ft3

ρFuel gustoća goriva lbs / ft3

Ν koeficijent kinematičke viskoznosti m2 / s

Λ kut strijele krila deg (°)

Γ kut dihedrala krila deg (°)


80

Lista indeksa

Indeks Opis TO oznaka režima polijetanja L oznaka režima slijetanja SI vrijednosti uvrštene u jednadžbu trebaju biti u SI sustavu jedinica

MGC srednja geometrijska tetiva (mean geometric chord) Max oznaka maksimalne vrijednosti Cr oznaka režima krstarenja R oznaka za korijen krila T oznaka za vrh krila W oznaka za krilo c/4 ¼ tetive krila r/4 ¼ duljine tetive u korijenu krila t/4 ¼ duljine tetive u vrhu krila LE napadna ivica (leading edge) TE Izlazna ivica (trailing edge)


81

5.2 Uvod

U ovom dijelu koristit ćemo vrijednosti dobivene i razrađene u drugome poglavlju, prvenstveno se odnosi na Matching dijagram i prema tome će se vršiti konceptualno projektiranje krila. Sadržavat će preliminarno dimenzioniranje krila, odabir aeroprofila, odabir i dimenzioniranje upravljačkih površina na krilu te površina za stvaranje dodatnog uzgona. Također će se raditi proračun za dimenzioniranje spremnika za gorivo u krilu.

5.3 Odabir osnovnih geometrijskih karakteristika krila

Nakon Matching dijagrama poznati su sljedeći parametri krila :

površina krila S = 327 ft2 aspektni odnos A = 7.5

xw = 20.7 ft - procijenjena udaljenost napadne ivice krila od vrha nosa.

Odabrana je izvedba krila u konzolnom obliku, jer zbog brzine leta druge izvedbe nisu prihvatljive (upornice bi stvarale preveliki otpor). Izvedbe krila u klasi variraju, počevši od trapeznog krila bez strijele, pa sve do izvedbi sa strijelom. U našem slučaju odlučili smo se za krilo sa kutom strijele od -3.67 što je dobiveno nakon proračuna stabilnosti. Kut napadne ivice u tom slučaju iznosi 0°.

4/cΛ = -3.67°

Suženje krila utječe na raspodjelu sile uzgona po rasponu krila, te na područja sloma uzgona na krilu. Usporedbom sličnih zrakoplova u klasi, odabrali smo vrijednost suženja krila :

λw = 0.35

Kut dihedrala utječe na uzdužnu stabilnost zrakoplova, a uz to i podiže krilo od zemlje i povećava odstojanje usisnika podkrilnih motora od zemlje, što u našem slučaju nije od velike važnosti, jer nam se motori nalaze na krilima. Odabran je kut dihedrala od 2.5 stupnjeva.

Γ=2.5°


82

Iz prethodno navedenog slijedi :

SAb ⋅= (5.4.6)[6]

=b 49.51 ft

( )wr b

Scλ+⋅

⋅=

12

=rc 9.782 ft

rwt cc ⋅= λ (5.4.1)[6]

=tc 3.424 ft

5.4 Odabir aeroprofila krila

5.4.1 Maksimalni koeficijenti sile uzgona čiste konfiguracije

Odabrani maksimalni koeficijent sile uzgona čiste konfiguracije iznosi:

3.1max =cleanLC

Ta vrijednost je smanjena sa CLmax=1.6 na 1.3 zbog mogućnosti određivanja aeroprofila. Ako bi taj koeficijent bio 1.6 tada bi aeroprofil trebao imati koeficijent uzgona 1.99 što NACA aeroprofili ne mogu postići.

Korekcija uslijed repa :

cleanw LL CC maxmax 1.1 ⋅= (7.1)[1]

=wLC max 1.43

Faktor 1.1 je odabran jer naš zrakoplov spada u tzv. short-coupled skupinu (karakteri-stično za business jet zrakoplove)


83

Korekcija uslijed strijele krila:

4/

maxmax cos0

c

LL

wC

CΛ

==Λ

(7.2)[1]

==Λ 0maxLC 1.433

Računamo potreban koeficijent uzgona pri krstarenju:

( )

( )SqWW

C FTOlcr ⋅

⋅−=

4.0 (6.1)[1]

=TOW 18489 lbs

=FW 5223 lbs

2

2Vq ⋅=ρ (2.1)[5]

=q 239.588 psf

=lcrC 0.203

5.4.2 Odabir aeroprofila

Aeroprofil se odabire na temelju kritičnog Machovog broja i na temelju potrebnog koeficijenta uzgona. Odabir vršimo prema dijagramu (6.1a) [1] za Machov broj Ma=0.79 i kut strijele na četvrtini tetive Λc/4 = -3.67°.Odabrali smo aeroprofil koji će imati relativnu debljinu t/c=0.1 za kojeg odgovara i kut strijele od 0° . Nakon toga smo odredili kritični Reynoldsov broj za korijen i vrh krila da bi znali gdje će najprije doći do odvajanja graničnog sloja i prema tome odabrali aeroprofil. Odabirali smo aeroprofil prema Reynoldsovom broju za vrh krila zbog toga da ne dođe do odvajanja graničnog sloja na vrhu krila, jer se tamo nalaze krilca. Prema tome prvo će doći do odvajanja graničnog sloja u korijenu krila (gdje se nalaze samo zakrilca) što će pilotu služiti kao upozorenje da se nalazi pred gubitkom uzgona krila.

Iz ref. [3] odabran je aeroprofil NACA 64-210 koji ima maksimalni koeficijent uzgona od 1.45 pri napadnom kutu od 15° i što je u granicama od 5% od potrebnog koeficijenta uzgona za krilo bez strijele koji iznosi CLmaxΛ=0=1.433.


84

Reynolds-ov broj za korijen krila:

SI

rr

cV⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ ⋅

=υ

Re (2.3)[5]

rRe =1.987*107

Reynolds-ov broj za vrh krila:

SI

tt

cV⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛ ⋅=

υRe

tRe =6.955*106

Relativne koordinate aerodinamičkog centra aeroprofila su:

269.0=acx

016.0−=acz

Nakon što smo odredili aeroprofil možemo odrediti maksimalni koeficijent uzgona krila. Faktor kλ dobije se linearnom ekstrapolacijom, tj. jednadžba kojom se izračunava kλ je jednadžba pravca kroz dvije točke. Točke su uzete iz ref. [1] (str. 168) za :

kλ=0.88 za λw=1

kλ=0.95 za λw=0.4

Nakon toga slijedi aproksimacija:

( )( ) ( ) 88.01

14.088.095.0

+−⋅−−

= wk λλ

λk =0.956

Koeficijent uzgona krila:

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ +⋅=

2maxmax

maxtlrl

wLCCkC λ (7.3)[1]

=wLC max 1.386


85

5.4.3 Provjera volumena rezervoara goriva u krilu

Za proračun potrebnog volumena rezervoara za gorivo u krilu koristi se približna jednadžba (6.2) [1] :

( )( ) ⎥

⎥⎦

⎤

⎢⎢⎣

⎡

+

⋅+⋅+⋅⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛⋅⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛⋅= 2

22

11

54.0w

wwww

rw c

tb

SVλ

τλτλ (6.2)[1]

r

tw

ctct

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

=τ (6.3)[1]

wτ = 1

wV = 94.20 ft3

Iz modela krila, koji je napravljen u CAD programu Catia, dobije se volumen rezervoara za gorivo. Rezervoar se nalazi između prednje i zadnje ramenjače (prednja ramenjača je na 20% tetive krila a, zadnja na 75%), te zauzima 85% raspona krila:

V= 104 ft3

Potreban volumen rezervoara za gorivo iznosi:

F

FF

WV

ρ=

Fρ17=50.3 lbs/ft3

FV = 103.837 ft3

Raspoloživi volumen spremnika, koji je dobiven proračunom u Matlabu, je manji od potrebnog. Također, prostor za smještaj glavnog podvozja će zauzeti određeni dio tog volumena, pa će se ostatak goriva smjestiti u podtrupni dio zrakoplova, što se vidi na CAD modelu.

17 Gustoća goriva uzeta je prema ref. [4]


86

5.5 Odabir i dimenzioniranje zakrilaca

5.5.1 Maksimalni koeficijenti sile uzgona pri polijetanju i slijetanju

Koeficijenti uzgona prema Matching dijagramu:

CLmaxTO=1.6 - maksimalni koeficijent uzgona pri polijetanju,

CLmaxL=1.8 - maksimalni koeficijent uzgona pri slijetanju.

5.5.2 Odabir i dimenzioniranje uređaja za povećanje sile uzgona

Zakrilca se odabiru na temelju potrebnog povećanja koeficijenta uzgona pri polijetanju i slijetanju. Faktori koji utječu na povećanje koeficijenta uzgona zakrilca su relativna tetiva zakrilca, površina zakrilca, otklon pri polijetanju i slijetanju te sam tip zakrilca.

Korekcija povećanja koeficijenata sile uzgona uslijed gubitaka :

( )maxmaxmax 1.1 LTOLTOL CCC −⋅=∆ (7.6)[1]

=∆ TOLC max 0.33

( )maxmaxmax 08.1 LLLLL CCC −⋅=∆ (7.7)[1]

=∆ LLC max 0.55

Korekcija koeficijenata uzgona uslijed površine zakrilca i korektivnog faktora KΛ:

( ) 4/4/3

4/2 coscos08.01 ccK Λ⋅Λ⋅−=Λ (7.9)[1]

=ΛK 0.9189

Sada odabiremo unutarnji vanjski kraj zakrilca. Unutarnji kraj zakrilca ηi odabiremo na 15% raspona kako ne bi bio preblizu trupu, dok vanjski kraj, ηo, odabiremo na 55% raspona, jer moramo ostaviti mjesta za krilca. Odnosno:

ηi = 0.15

ηo = 0.55


87

Sada možemo izračunati faktor Swf/S prema (7.10) [1]:

( ) ( ) ( )( ) ⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛+

+⋅−−⋅−=

w

oiwio

wf

SS

ληηλ

ηη1

12 (7.10)[1]

Swf/S = 0.4578

Prema tome, potrebni prirasti uzgona koje zakrilca trebaju postići su:

Λ⋅

⋅∆=∆KS

SCCwf

TOLTOl maxmax (7.8)[1]

=∆ TOlC max 0.7485

Λ⋅⋅∆=∆

KSSCC

wfLLLl maxmax (7.8)[1]

=∆ LlC max 1.3620

Slika 5.1. Prikaz raspona zakrilca18

c

c f =0.24

18 Slika (7.2) [1]


88

S tim parametrima krenuli smo u odabir vrste zakrilca. U programu Matlab izvršili smo proračun za sva tri tipa zakrilca (plain, single sloted i Fowler) i pokazalo se da Fowler zakrilce zadovoljava postavljene uvjete o povećanju koeficijenta uzgona. Tu ćemo navesti samo proračun Fowler zakrilca.

Odabrana je relativna tetiva zakrilca od 24%, što je maksimalna vrijednost, a da ne zarežemo u spremnik goriva.

c

c f =0.24

Za odabrani otklon zakrilca pri polijetanju i slijetanju odabrali smo vrijednosti :

δTO=15°

δL=25°

Nagib krivulje uzgona aeroprofila uzet je αlC =2π iz ref. [1]

αlC =2π

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛+⋅=

cc

CC flfl 1αα (7.17)[1]

flC α =7.791

Koeficijenti fδα za polijetanje i slijetanje određeni su iz dijagrama (7.8) [1]

fTOδα = 0.5

fLδα = 0.49

Ostvareni prirast koeficijenta uzgona u polijetanju i slijetanju :

fTOfTOfllTO CC δαδα ⋅⋅=∆ (7.14)[1]

lTOC∆ =1.019

fLfLfllL CC δαδα ⋅⋅=∆

lLC∆ =1.665

Iz proračuna slijedi da možemo ostvariti potreban prirast koeficijenta uzgona pomoću Fowler zakrilaca sa odabranim koeficijentima. Također se vidi da nam predkrilca nisu potrebna.


89

Otklon zakrilaca nije isti za polijetanje i slijetanje. Kod polijetanja potreban nam je manji koeficijent uzgona, pa tako i prirast koeficijenta uzgona kojeg moraju ostvariti zakrilca, te nema potrebe povećavati otklon zakrilaca, jer povećani otklon uzrokuje i povećani inducirani otpor što je u polijetanju nepoželjno. Kod slijetanja potreban je veći koeficijent uzgona, jer se zrakoplov nalazi u kritičnoj fazi leta. Motori su na maloj snazi, te nije moguće ostvariti maksimalni potisak u jednom trenu, ako dođe do potrebe za «naglim» povećanjem snage motora. Također, kod slijetanja može brzina prilaza biti veća od propisane, pa ju je potrebno smanjiti. Jedan od načina kojim se to postiže su maksimalno izvučena zakrilca, jer i u to slučaju je i inducirani otpor najveći.

5.6 Odabir i dimenzioniranje krilca

Relativna dužina tetive krilca iznosi 0.24, te se krilca montiraju na zadnju ramenjaču. Odabranoj relativnoj dužini tetive krilca odgovara relativan raspon krilca od 0.35, prema dijagramu 6.3 [2]

raspon krilaca = 8.66 ft relativna tetiva krilaca = 0.24

5.7 Postavni kut i kut uvijanja krila

Postavni kut odnosno konstruktivni napadni kut krila određen je kutom pri kojem odabrani aeroprofil ima zadovoljen proračunati lcrC u režimu krstarenja, tj. u tzv. „clean“ konfiguraciji. U našem slučaju kod nultog napadnog kuta koeficijent uzgona ima vrijednost Cl=0.2, jer je odabran aeroprofil te serije (64-210). Kako naš zrakoplov treba ostvarivati koeficijent uzgona od 0.2 prilikom krstarenja, odabran je postavni kut krila od 0°.

Uvijanjem krila postižemo da pri velikim napadnim kutevima ne dođe do gubitka uzgona na vrhu krila. Zbog toga što smo odabrali isti aeroprofil u korijenu i vrhu krila odlučili smo se da nećemo računati uvijanje krila jer nam nije potrebno. S odabranim aeroprofilima postižemo da odvajanje graničnog sloja prvo započinje u korijenu krila, zbog različitih Reynolds-ovih brojeva u korijenu i vrhu krila.

εw=0°


90

5.8 Prikaz geometrijskih karakteristika odabranog krila

Slika 5.2 Aerodinamička tetiva i aerodinamično središte19

Kut strijele napadne ivice ΛLE iznosi 0°, što znači da se i položaj napadne ivice poklapa sa položajem napadne ivice korijene tetive.

7.20=LEx

LEΛ =0°

Kut strijele izlazne ivice odredili smo također iz geometrije krila :

rLETE cxx +=

TEx =30.482 ft

19 Slika 2-2 [5]


91

2

tanb

xTETE =Λ

TEΛ =-14.39°

Srednja aerodinamička apscisa je zbog nultog kuta napadne ivice u ravnini sa napadnom ivicom korijene tetive.

Ax = 0

Određivanje srednje aerodinamične tetive :

( )[ ]∫ ⋅⋅=2

0

22b

A dyycS

c (2.18)[5]

Ac =7.113 ft

Srednja geometrijska tetiva :

2

trMGC

ccc

+=

=MGCc 6.603 ft

Računanje koordinata aerodinamičnog centra krila :

Uzdužna udaljenost sastoji se od uzdužnog položaja krila, položaja srednje aerodinamične apcise i položaja aerodinamičnog centra aeroprofila sa srednjom aerodinamičnom tetivom, međutim Roskam smješta aerodinamični centar krila na srednju geometrijsku tetivu kako bi se pojednostavio proračun.

MGCacAwacw cxxxx ⋅++= prema Ref [1]

acwx = 22.41 ft

AacAwacw cxxxx ⋅++= prema Ref [5]

acwx = 22.54 ft

Tim se odlučio računati prema Ref [1], zbog jednostavnosti, a i razlika je zanemariva.

Poprečna udaljenost srednje aerodinamične tetive od korijena krila.

TE

Arac

ccyΛ−

=tan

formula izvedena iz geometrije krila


92

39.10=acy ft

Poprečna udaljenost srednje geometrijske tetive od korijena krila

TE

MGCrMGCac

ccyΛ

−=

tan_

37.12_ =MGCacy ft

Vertikalna udaljenost sastoji se od vertikalnog položaja krila, vertikalnog položaja zbog dihedra krila i položaja aerodinamičnog centra aeroprofila sa srednjom aerodinamičnom tetivom.

zw = 2.86 ft - vertikalna udaljenost korijene tetive od uzdužne osi simetrije trupa

Aacacwac cztgyzz ⋅+Γ⋅−=

acz =2.52ft

Karaktetistika US sustav SI sustav bezdimenzionalno

površina krila (S) 327 ft2 30.39 m2

raspon krila (b) 49.51 ft 15.09 m

tetiva u korijenu krila (cr) 9.782 ft 2.982 m Ac⋅375.1

tetiva u vrhu krila (ct) 3.424 ft 1.043 m Ac⋅481.0

srednja aerodinamička tetiva (cA) 7,113 ft 2.168 m

položaj SAT (xA) 0 ft 0 m 0

srednja geometrijska tetiva (cMGC) 6.603 ft 2.013 m Ac⋅928,0

kut strijele na napadnoj ivici krila 0 ° 0°

kut strijele na izlaznoj ivici krila -14.39 °

koordinate aerodinamičnog centra 22.54 ft 6.870 m Ac⋅168,3

koordinate aerodinamičnog centra 10.39 ft 3.167 m 1.461·cA

koordinate aerodinamičnog centra 2.52 0.768 m Ac⋅354.0

Tablica 5.1. Prikaz parametara krila


93

Na crtežu u prilogu C prikazano je projektirano krilo. Također, na crtežu su naznačeni položaji krilca, zakrilca, prednja i stražnja ramenjača, te pozicija rezervoara za gorivo (osjenčani dio na krilu). Prikazani su tlocrt i nacrt krila (prednji pogled), te četiri karakteristična presjeka : u korijenu, na vrhu, na sredini raspona zakrilca i na sredini raspona krilaca.

5.9 Zaključak

Odabirom aeroprofila NACA 64210 zadovoljili smo potreban koeficijent uzgona kao i potreban kritični Machov broj. Odabrani aeroprofil ima relativnu debljinu od 10%. Proračunom je utvrđeno da nema dostatan volumen za smještaj potrebne količine goriva u krilo. Stoga smo osigurali dovoljan prostor u podtrupnom dijelu zrakoplova.

Na krilo je smješteno Fowler-ovo zakrilce za povećanje koeficijenta uzgona pri polijetanju i slijetanju. Vrijednost koeficijenta uzgona kojeg ostvaruje Fowler-ovo zakrilce u polijetanju i slijetanju je nešto veće od potrebne vrijednosti. S zakrlicima možemo postići potreban koeficijent uzgona u polijetanju i slijetanju, pa nam predkrilca nisu potrebna. Nakon provedene analize u Matlabu ustanovili smo da bi mogli koristiti obično zakrilce (plain flap), ali morali bi povećati površinu zakrilca kao i njegov otklon. Povećanje površine zakrilca utjecalo bi na smanjenje duljine krilca, jer bi zakrilce zauzelo veći raspon krila, dok bi povećanje otklona zakrilca u polijetanju izazvalo veći inducirani otpor koji je nepoželjan.

Zbog toga što koeficijent uzgona ima vrijednost 0.2 pri nultom napadnom kutu, odabrali smo postavni krila kut od 0°. Strijela na četvrtini tetive krila je negativna radi zadovoljenja stabilnosti i kasnije podešena da dobijemo ravnu napadnu ivicu, kut strijele iznosi 0º. Odabrani kut dihedrale iznosi 2.5º, da bi povećali stabilnost oko uzdužne osi i vrh krila podigli od zemlje. Također nismo razmatrali uvijanje krila jer će sa ovako odabranim aeroprofilima prvo doći do odvajanja graničnog sloja u korijenu krila, a ne na vrhu krila.

Zbog toga što nemamo predkrilca prednju ramenjaču smo postavili na 20% tetive krila da bi dobili veći prostor za smještaj goriva i prostor za smještaj podvozja. Zadnja ramenjača nalazi se na 75% tetive krila i na nju se vežu zakrilca i krilca.

U ovom proračunu nismo uzeli u razmatranje winglete jer nam za sada nisu potrebni, ali je korištenje wingleta moguće. Povećana masa na vrhu krila zbog wingleta je nepoželjna, te bi zbog toga wingleti morali biti izrađeni od laganih materijala (kao što su kompoziti) što bi povećalo cijenu. Korištenje wingleta bi također povećalo iskoristivost krilaca, te bi smanjilo specifičnu potrošnju goriva zbog smanjenog induciranog otpora na vrhu krila koji nastaje zbog prestrujavanja s donjake na gornjaku krila.


94

5.10 Literatura

[1] Roskam J.,Airplane Design, Part II, Preliminary Configuration Design and Integration of Propulsion System, 1989.g.

[2] Daniel P. Raymer, Aircraft design: A conceptual Approach, AIAA 1992

[3] Abbott, Ira H; Von Doenhoff, Albert E; Stivers, Louis, Jr ,Summary of airfoil data, NACA1945

[4] http://www.paragon-sci.com/htm/p-ce-density.htm

[5] Janković S.,Mehanika leta zrakoplova, Zagreb 2001.g.

[6] Kesić P., Osnove Aerodinamike, Zagreb 2003.g.

Konceptualno projektiranje repa

95

6 Konceptualno projektiranje repa

6.1 Lista simbola


ARh vitkost horizontalnog repa -

ARv vitkost vertikalnog repa -

S površina krila ft2

Se površina kormila visine ft2

Sh površina horizontalnog repa ft2

Sr površina kormila pravca ft2

Sv površina vertikalnog repa ft2

hV volumni koeficijent horizontalnog repa -

vV volumni koeficijent vertikalnog repa -

c geometrijska tetiva krila ft

( cA )h aerodin. tetiva horizontalnog repa ft

( cA )v aerodin. tetiva vertikalnog repa ft

crh tetiva horizontalnog repa u korijenu ft

crv tetiva vertikalnog repa u korijenu ft

cth vršna tetiva horizontalnog repa ft

ctv vršna tetiva vertikalnog repa ft

ih postavni kut horizontalnog repa ° (deg.)

iv postavni kut vertikalnog repa ° (deg.)

(t/c)h relativna debljina aeroprofila horizontalnog repa -

(t/c)v relativna debljina aeroprofila vertikalnog repa -


96

(xA)h aerodinamička apcisa horizontalnog repa ft

(xA)h aerodinamička apcisa horizontalnog repa ft

(xA)v aerodinamička apcisa vertikalnog repa ft

xh krak horizontalnog repa ft

xv krak vertikalnog repa ft

λh suženje horizontalnog repa -

λv suženje vertikalnog repa -

Γh kut dihedrala horizontalnog repa ° (deg.)

Γv kut dihedrala vertikalnog stabilizatora ° (deg.)

(ΛC/4)h kut strijele na četvrtini tetive horizontalnog repa ° (deg.)

(ΛC/4)v kut strijele na četvrtini tetive vertikalnog repa ° (deg.)

(ΛLE)h kut strijele na prednjoj ivici horizontalnog repa ° (deg.)

(ΛLE)v kut strijele na prednjoj ivici vertikalnog repa ° (deg.)

(ΛTE)h kut strijele na izlaznoj ivici horizontalnog repa ° (deg.)

(ΛTE)v kut strijele na izlaznoj ivici vertikalnog repa ° (deg.)


97

6.2 Uvod

U ovom poglavlju bit će prikazano konceptualno projektiranje repnih i upravljačkih površina. Za proračun i određivanje dimenzija repnih stabilizirajućih površina zrakoplova bit će primijenjena “V” metoda, metoda volumnih koeficijenata. U poglavlju će biti priložen crtež repa s konačnim dimenzijama.

6.3 Odabir konfiguracije i položaja repa

Kao što je navedeno u trećem izvještaju, poglavlje 3.6.3., predložena je križna konfiguracija repa za naš zrakoplov. Tim Raketa ostaje pri odabranoj konfiguraciji, jer zahtjeva manju krutost konstrukcije u odnosu na T-izvedbe repa. Budući da su motori smješteni na krilima, smanjena je opasnost od postavljanja horizontalnog stabilizatora u ispušnu struju motora u odnosu na konvencionalnu izvedbu repa.

Prema skici preliminarne koncepcije zrakoplova se pretpostavlja položaj stabilizirajućih površina, odnosno krakove momenata:

ftxftx

v

h

1818

==

gdje su te vrijednosti udaljenosti težišta zrakoplova od aerodinamičnog centra horizontalnog, odnosno vertikalnog stabilizatora.

6.4 Odabir veličine repa

Za odabrani tip konfiguracije repa definirana je veličina repa tj. površina horizontalnog i vertikalnog repa. Za klasične konfiguracije primjenjuje se “V” metoda, metoda određivanja geometrije repa pomoću njegovog 'volumena', odnosno umnoška površine i kraka repnih površina. Metoda se temelji na statističkim podacima sličnih zrakoplova.


98

Horizontalni rep

hV = 0.7 - tablica 8.5a [1]

xh= 18 ft - procijenjena vrijednost iz konceptualne skice (krak

horizontalnog stabilizatora)

c =6.603 - srednja geometrijska tetiva krila

S= 327 ft2 - površina krila

Površina horizontalnog stabilizatora

h

HH x

ScVS ⋅⋅= (8.1)[1]

SH = 83.97 ft2 - zbroj površina oba horizontalna stabilizatora

Vertikalni rep

b= 49.51 ft - raspon krila

vV =0.085 - tablica 8.5b [1]

xv=18 ft - krak vertikalnog stabilizatora (udaljenost aerodinamičnog centra krila od vertikalnog stabilizatora)

S=327 ft2 - površina krila

Površina vertikalnog stabilizatora

V

VV x

SbVS

⋅⋅= (8.2)[1]

SV =76.47 ft2


99

6.5 Odabir geometrije horizontalnog i vertikalnog repa

Sukladno dobivenim rezultatima za površinu vertikalnog i horizontalnog repa iz prethodne točke, odabrane su sljedeće geometrijske karakteristike za horizontalni i vertikalni rep:

Horizontalni stabilizator

ARh=4.5 - aspektni odnos

Λc/4=16° - kut strijele na 1/4 tetive

λh=0.4 - suženje

t/c=0.09 - relativna debljina

NACA 0009 - aeroprofil, prema [3]

Γ=0° - kut dihedrala

ih=-2° - postavni kut

vby ⋅= 4.0 - visina položaja horizontalnog repa

hhh SARb ⋅= (5.4.6)[2]

rhhth cc ⋅= λ (5.4.1)[2]

( )hh

hrh b

Sc

λ+⋅⋅

=1

2

bh=19.43 ft - raspon

crh=6.17 ft - tetiva u korijenu

cth=2.47 ft - vršna tetiva

Vertikalni stabilizator

ARv=1.2 - aspektni odnos

Λc/4=35° - kut strijele na c/4 tetive

λ=0.5 - suženje

t/c=0.12 - relativna debljina

NACA 0012 - aeroprofil,prema [3]

iv=0° - postavni kut


100

Ostale dimenzije se određuju isto kao kod horizontalnog stabilizatora.

bv=9.57 ft - raspon (visina)

crv=10.64 ft - tetiva u korijenu

ctv=5.32 ft - vršna tetiva

Aeroprofili su odabrani prema kutu strijele i Machovom broju20.

6.6 Dimenzioniranje repnih upravljačkih površina

Dimenzioniranje repnih upravljačkih površina se svodi na odabir odgovarajućih vrijednosti iz tablica sličnih zrakoplova21. Prema tome slijedi:

Kormilo visine

be=0.85bh - raspon kormila visine u odnosu na raspon horizontalnog stabilizatora

be= 2.51m

Se/SH =0.3 - odnos površina kormila visine i horizontalnog stabilizatora

cer/ch =0.30 - odnos korijene tetive kormila visine i tetive stabilizatora

cet/ ch =0.40 - odnos vršne tetive kormila visine i tetive stabilizatora

Se=SH·(Se/SH) - ukupna površina kormila visine (lijevo i desno)

Se =2.37 m2

20Ref 1 dijagram 6.1 21 Ref 1 tablice 8.5 a i b


101

Kormilo pravca

br=0.90bv - raspon kormila pravca u odnosu na raspon vertikalnog stabilizatora

br=2.62 m

Sr/SV=0.21 - odnos površina kormila pravca i vertikalnog stabilizatora

crr/cv=0.25 - odnos korijene tetive kormila pravca i tetive stabilizatora, konstantan duž raspona kormila

Sr =SV·(Sr/SV) - površina kormila pravca

Sr=1.51 m2


102

6.7 Prikaz geometrijskih karakteristika projektiranog repa

Primjenom metode volumnih koeficijenata dobiveni su i u tablici niže prikazani sljedeći parametri za horizontalni i vertikalni stabilizator.

Vertikalni stabilizator Horizontalni stabilizator

Mjerni sustav US SI US SI

Površina 76.47 ft2 7.16 m2 83.97 ft2 7.87 m2

Raspon 9.57 ft 2.917 m 19.43 ft 5.92 m

Tetiva u korijenu 10.64 ft 3.24 m 6.17 ft 1.88 m

Tetiva u vrhu 5.32 ft 1.62 m 2.47 ft 0.753 m

Srednja aerodin.tetiva 8.278 ft 2.523 m 4.581 ft 1.396 m

Srednja aerodin.apcisa 3.573 ft 1.089 m 1.591 ft 0.485 m

Srednja geo.tetiva 7.983 ft 2.43 m 4.319 ft 1.316 m

1/4 tetive u korijenu 2.660 ft 0.81 m 1.543 ft 0.470 m

1/4 tetive u vrhu 1.33 ft 0.405 m 0.617 ft 0.188 m

Strijela napadne ivice 40° 40° 20.90° 20.90°

Strijela četvrtine tetive 35° 35° 16° 16°

Strijela izlazne ivice 15.83° 15.83° 0° 0°

Krak repa 18 ft 5.486 m 18 ft 5.486 m

Suženje 0.5 0.5 0.4 0.4

Postavni kut 0° 0° -2° -2°

Kut dihedrala - - 0° 0°

Aeroprofil NACA 0009 NACA 0012

Vitkost 1.2 4.5

Udio pov. elevatora u pov. horizontalca - 0.3

Udio pov. kormila pravca u pov. vertikalca 0.21 -

Repne upravljačke površine 16.1 ft2 1.51 m2 21.95 ft2 2.04 m2

Tablica 6.1 Geometrijske karakteristike repa dobivene V metodom


103

Nakon proračuna stabilnosti dobivene su nove vrijednosti parametara. Kako bi se povećala efikasnost vertikalnog stabilizatora povećana mu je vitkost, a strijela je povećana kako

bi se povećao krak. Također smo promijenili i vitkost horizontalnog stabilizatora iz istog razloga.

Proračunske karakteristike su prikazane u sljedećoj tablici.

Vertikalni stabilizator Horizontalni stabilizator

Mjerni sustav US SI US SI

Površina 82.26 ft2 7.64 m2 75.61 ft2 7.02 m2

Raspon 11.47 ft 3.49 m 15.92 ft 4.85 m

Tetiva u korijenu 9.56 ft 2.91 m 6.79 ft 2.07 m

Tetiva u vrhu 4.78 ft 1.46 m 2.71 ft 0.83 m

Srednja aerodin.tetiva 7.44 ft 2.27 m 5.04 ft 1.54 m

Srednja aerodin.apcisa 5.63 ft 1.71 m 1.41 ft 0.43 m

Srednja geo.tetiva 7.44 ft 2.27 m 5.04 ft 1.54 m

1/4 tetive u korijenu 2.39 ft 0.73 m 1.7 ft 0.52 m

1/4 tetive u vrhu 1.2 ft 0.37 m 0.68 ft 0.21 m

Strijela napadne ivice 48.013° 48.013° 20.77° 20.77°

Strijela četvrtine tetive 45° 35° 16° 16°

Strijela izlazne ivice 33.69° 15.83° 0.75° 0.75°

Krak repa 21.865 ft 5.664 m 22.175 ft 6.759 m

Suženje 0.5 0.5 0.4 0.4

Postavni kut 0° 0° -2° -2°

Kut dihedrala - 0° 0°

Aeroprofil NACA 0009 NACA 0012

Vitkost 1.6 3.35

Udio pov. elevatora u pov. horizontalca - 0.28

Udio pov. kormila pravca u pov. vertikalca 0.25 -

Repne upravljačke površine 20.57 ft2 1.91 m2 21.17 ft2 1.97 m2

Tablica 6.2 Geometrijske karakteristike repa dobivene nakon proračuna stabilnosti


104

6.8 Zaključak

Dobivena vrijednost površine vertikalnog stabilizatora je veća od vrijednosti karakteristične za taj tip zrakoplova. To smatramo prihvatljivim, jer će razmak motora biti veći nego kod ostalih zrakoplova te klase. Odnosno, vertikalni stabilizator mora kompenzirati veće momente skretanja prilikom otkaza jednog od motora. Relativna debljina aeroprofila vertikalnog stabilizatora je veća od debljine aeroprofila horizontalnog zbog razloga čvrstoće. Vertikalni stabilizator je masivniji i istovremeno podupire horizontalni stabilizator. Prema odabranoj relativnoj debljini aeroprofila vertikalnog stabilizatora pomoću dijagrama 6.1 [1] odabrana je i strijela vertikalnog stabilizatora.

Horizontalni stabilizator smo smjestili na 40% visine vertikalnog stabilizatora iz razloga navedenih u poglavlju 3. ovog izvještaja. Geometrijske značajke horizontalnog stabilizatora su podešene tako da se kormilo pravca ne sudara s kormilom visine. Izrezan je komad površine horizontalnog stabilizatora (V izrez) kako se kormila ne bi sudarala. Na taj način izbjegli smo podjelu kormila pravca na 2 dijela, što pojednostavljuje izvedbu. Tu izrezanu površinu smo nadomjestili malo većom izvedbom horizontalca. Aeroprofil je odabran na isti način kao i kod vertikalnog stabilizatora.

Upravljačke površine su dimenzionirane prema podacima o sličnim zrakoplovima. Tu postoji sličan problem koji se provlači kroz cijelo poglavlje, a to je položaj centra mase. Vrijednosti površina ovise o momentima propinjanja i skretanja koje je sa njima potrebno ostvariti.

Na kraju poglavlja se nalazi tablica 6.2 karakteristika repa dobivenog nakon analize stabilnosti. Iz korigirane tablice se vidi da je bilo potrebno povećati tetivu kormila smjera (sa 0.25 na 0.3) radi udovoljavanja uvjetima stabilnosti po pravcu. Također su promijenjene strijela i vitkost vertikalnog stabilizatora te vitkost horizontalnog stabilizatora. Crtež konačne izvedbe repa se nalazi u prilogu D.


105

6.9 Literatura

[1] Roskam, J.: “Airplane Design: Part II, Preliminary Configuration Design and Integration of the Propulsion System”, Roskam Aviation and Engineering Corporation, 1985.

[2] Kesić P., Osnove Aerodinamike, Zagreb 2003.g.

[3] Abbott, Ira H; Von Doenhoff, Albert E; Stivers, Louis, Jr ,Summary of airfoil data, NACA194

Konceptualno projektiranje podvozja i određivanje težišta

106

7 Konceptualno projektiranje podvozja i određivanje težišta

7.1 Lista simbola


D0 vanjski promjer gume in

Ng faktor opterećenja podvozja -

PM maksimalno statičko opterećenje noge glavnog podvozja

lbs

PND dinamičko opterećenje prednjeg podvozja lbs

PNSmax maksimalno statičko opterećenje prednjeg podvozja lbs

PNSmin minimalno statičko opterećenje prednjeg podvozja lbs

R rasipanje težišta in

W širina gume in

WB masa prtljage lbs

Wcrew masa posade lbs

WE stvarna masa praznog zrakoplova lbs

WE1 masa praznog zrakoplova prema poglavlju I lbs

WF masa goriva lbs

Wi masa i-te komponente lbs

WL maksimalna masa zrakoplova pri slijetanju lbs

WOE stvarna operativna masa praznog zrakoplova lbs

WP masa putnika lbs

Wtfo masa zarobljenog goriva i ulja lbs

WTO stvarna maksimalna masa pri polijetanju lbs

WTO1 maksimalna masa pri polijetanju prema poglavlju I lbs

dsgp promjer noga glavnog podvozja ft

dspp promjer noga prednjeg podvozja ft

g ubrzanje sile gravitacije ft/s2

hcg udaljenost prednjeg ekstrema težišta od ravnine USS-a ft

ImAFT udaljenost glavnog podvozja od stražnjeg ekstrema težišta

ft

ImFORW udaljenost glavnog podvozja od prednjeg ekstrema težišta

ft

InAFT udaljenost prednjeg podvozja od stražnjeg ekstrema podvozja

ft


107

InFORW udaljenost prednjeg podvozja od prednjeg ekstrema težišta

ft

Isgp duljina noge glavnog podvozja ft

Ispp duljina noga prednjeg podvozja ft

IΨ duljina kraka kuta za bočno prekretanje in

nsgp broj nogu glavnog podvozja -

nspp broj nogu prednjeg podvozja -

nt broj guma na prednjem podvozju -

ss dozvoljeni pomak noga ft

stgp dozvoljeno odstupanje gume glavnog podvozja ft

stpp dozvoljeno odstupanje gume prednjeg podvozja ft

wt brzina spuštanja ft/s

xcg max x-koordinata stražnjeg ekstrema težišta in

xcg min x-koordinata prednjeg ekstrema težišta in

xgp x-koordinata težišta glavnog podvozja in

xi x-koordinata težišta i-te podkomponente in

xpp x-koordinata težišta prednjeg podvozja in

yi y-koordinata težišta i-te podkomponente in

ymg y-koordinata najekstremnije točke glavnog podvozja in

zcg max z-koordinata stražnjeg ekstrema težišta in

zcg min z-koordinata prednjeg ekstrema težišta in

zi z-koordinata težišta i-te podkomponente in

zpiste z-koordinata ravnine USS-a in

( )Eii xW ⋅∑ suma produkata mase i x-koordinate za prazan zrakoplov

lbs*in

( )gorivoii xW ⋅∑ suma produkata mase i x-kordinate za gorivo lbs*in

( )OEii xW ⋅∑ suma produkata mase i x-koordinate za operativan prazan zrakoplov

lbs*in

( )prtljagaii xW ⋅∑ suma produkata mase i x-koordinate za prtljagu lbs*in

( )putniciii xW ⋅∑ suma produkata mase i x-koordinate za putnike lbs*in

( )TOii xW ⋅∑ suma produkata mase i x-koordinate za max. poletnu masu zrakoplova

lbs*in

( )Eii zW ⋅∑ suma produkata mase i z-koordinate za prazan zrakoplov

lbs*in

( )gorivoii zW ⋅∑ suma produkata mase i z-koordinate za gorivo lbs*in


108

( )OEii zW ⋅∑ suma produkata mase i z-koordinate za operativan prazan zrakoplov

lbs*in

( )prtljagaii zW ⋅∑ suma produkata mase i z-koordinate za prtljagu lbs*in

( )putniciii zW ⋅∑ suma produkata mase i z-koordinate za putnike lbs*in

( )TOii zW ⋅∑ suma produkata mase i z-koordinate za max poletnu masu zrakoplova

lbs*in

Θ kut uzdužnog prekretanja °

sη efikasnost amortizera za upijanje energije -

tη efikasnost gume za upijanje energije -

ψ kut bočnog prekretanja °

ε kut odmaka glavnog podvozja od simetrale (prema prednjem podvozju)

°


109

7.2 Uvod

U sedmom poglavlju bit će prikazano dimenzioniranje podvozja zrakoplova. Sadržavat će postupak određivanja masa komponenti i masa cijelog zrakoplova metodom masenih udjela. Odredit ćemo položaje težišta glavnih komponenti i položaj težišta zrakoplova za različite scenarije ukrcaja tereta.

7.3 Projektiranje podvozja

Odabrano je uvlačivo tricikl podvozje. Prednosti i nedostaci takvog podvozja su već navedene u četvrtom poglavlju. Glavno podvozje će biti tandem tipa. Tandem podvozje se do sada upotrebljavalo na borbenim zrakoplovima, vjerojatno zbog svoje kompaktnosti. Zbog svojih dimenzija moguće ga je smjestiti i u tanje krilo. To nama omogućuje da ga smjestimo na većem rasponu, te tako zadovoljimo kriterij bočnog prevrtanja za bilo koji scenarij ukrcaja tereta. Omogućujemo vezanje nosača motora i nosivu strukturu glavnog podvozja u jednu cjelinu. Nedostatak tandem podvozja je potreba za 4 gume umjesto 2, te zauzimanje većeg volumena u krilu.

Nosna noga će biti opremljena s 2 manja kotača, u side-by-side izvedbi. Time se smanjuje opterećenje po gumi, te se smanjuje opasnost od pojave shimmy vibracija nosne noge.

7.3.1 Broj, tip i veličina guma

Za zrakoplov našeg tipa, prema slici 2.15 [1] odabrane su gume Tipa VII. To je tip gume vrlo visokog pritiska, koje se koriste kao univerzalne na borbenim, civilnim jet i turbo-prop zrakoplovima. Taj tip gume odlikuje mogućnost visokog opterećenja i mala širina , što ju čini najpogodnijom za naš tip zrakoplova.

Maksimalno opterećenje za glavno podvozje određuje se prema slici 2.22. [1].

ln = 13.3 ft - udaljenost nosnog podvozja od težišta zrakoplova

lm = 2.7 ft - udaljenost glavnog podvozja od težišta zrakoplova

nsgp = 2 - broj upornih nogu (strutova) glavnog podvozja


110

Ako položaj težišta nije poznat gore navedene vrijednosti se moraju pretpostaviti.

Maksimalno statičko opterećenje jedne noge glavnog podvozja prema (9.2) [2] iznosi:

( )nnsgp

nTOM lln

lWP+⋅⋅

= * 1.25

Ovaj izraz je pomnožen s faktorom rasta mase zrakoplova iznosa 1.25 zbog eventualnih nadogradnji.

=MP 9605 lbs

PMmaxt = PM/ntm - maksimalno statičko opterećenje gume glavnog podvozja

ntm = 2 - broj kotača po jednoj nozi glavnog podvozja.

PMmaxt= 4803 lbs

Maksimalno statičko opterećenje nosne noge prema 9.1 [2] iznosi:

nm

mTON ll

lWP+⋅

= *1.25

Kao i u prethodnoj jednadžbi izraz je pomnoženo s faktorom rasta mase zrakoplova zbog eventualnih nadogradnji

PN = 3900 lbs

Opterećenje guma nosnog kotača se određuje na dva načina. Prvi je sa statičkog aspekta, a drugi s dinamičkog. Za odabir gume uzima se najveće dobiveno statičko opterećenje iz prethodno navedena slučaja.


111

Slučaj A statičko

PNdstat_a= PN * 1.07/ntn - maksimalno statičko opterećenje jedne gume nosnog

podvozja, prema [1]

ntn = 2 - broj kotača nosnog podvozja

PNDstat_a=2087 lbs

Slučaj B dinamičko

Za dinamičko opterećenje jedne gume nosnog podvozja tNdynP _ vrijedi izraz:

( )nmt

cgx

m

TOtNdyn lln

hga

lWP

+

⋅+=_ (2.5)[2]

gdje je:

ax= 0.35 - za suh beton i jednostavne kočnice

hcg= 5.8 ft - udaljenost težišta zrakoplova od piste

PNdyn_t = 2733 lbs

PNDstat_b = PNdyn_t / 1.5 - maksimalno statičko opterećenje jedne gume nosnog podvozja, prema [1]22

PNDstat_b= 1822 lbs

Usporedbom vrijednosti dobivenih za slučaj A i B, vrijednost maksimalnog statičkog opterećenja gume nosnog podvozja iznosi 2087 lbs, prema toj vrijednosti biramo odgovarajuću gumu iz dostupnih kataloga.

22 podjeljeno sa 1.5 zbog upotrebe gume tipa VII


112

Iz Goodyear kataloga:

Za glavno podvozje izabrana je guma prema Ref [3] sa sljedećim karakteristikama:

vanjske dimenzije gume : 20×4.4, nazivno opterećenje : 6000 lbs, maksimalna brzina koju guma smije razviti : 255 mph.

Za prednje podvozje izabrana je guma također prema Ref [3], sa sljedećim karakteristikama :

vanjske dimenzije gume :16×4.4, nazivno opterećenje :2900 lbs, maksimalna brzina koju guma smije razviti : 210 mph.

7.3.2 Duljina i promjer strutova

Hod, duljina i promjer strutova glavnog podvozja

Hod amortizera glavnog podvozja dobit ćemo pomoću slijedeće jednadžbe:

121

*/*5.0

+

⋅−⋅⋅

=s

tgptgMsgp

tL

sgp

sNPn

wgW

sη

η (2.11 i 2.12)[1]

Gdje su:

ns =2 - broj nogu glavnog podvozja,

WL=0.85*WTO - maksimalna masa pri slijetanju,

Ng=1.75 - faktor opterećenja podvozja23,

ηt=0.47 - koeficijent učinkovitosti upijanja energije za gumu24,

ηs=0.8 - koeficijent učinkovitosti upijanja energije za amortizer2,

st =10/12 - maksimalni ‘progib’ gume, 2.4 [1],

wt=12 fps - vertikalna brzina spuštanja, FAR 25.723,

g=32.18 ft/s2 - ubrzanje sile gravitacije.

ssgp=0.9 ft

23 tablica 2.18 ref [1] 24 tablica 2.17 ref [1]


113

Promjer noge glavnog podvozja:

Msgp Pd ⋅+= 0025.0041.0 (2.13)[1]

=sgpd 0.286 ft

Hod, duljina i promjer noge prednjeg podvozja

Izrai prema kojima se računaju parametri nosnog podvozja su slični uz sljedeće izmjene:

• WL se zamjenjuje sa PN • PM se zamjenjuje sa PNdyn_t pomnožen sa brojem guma nosnog podvozja

nspp=1 - broj nogu prednjeg podvozja.

Hod amortizera prednjeg podvozja

121

/5.0

_

2

+

⋅−⋅⋅⋅

⋅⋅

=s

tppttngtNdynspp

tN

spp

snNPn

wgP

sη

η (2.11);(2.12)[1]

=spps 0.91 ft

Promjer noge nosnog podvozja.

tntNdynspp nPd ⋅⋅+= _0025.0041.0 (2.13)[1]

=sppd 0.228 ft


114

7.3.3 Preliminarni smještaj

Smještaj podvozja se provjerava prema sljedećim kriterijima:

Slika 7.1 Uzdužni tip-over kriterij25

Slika 7.2. Bočni tip-over kriterij26

25 Slika 2.48 [1] 26 Slika 9.1a)[2]


115

Ground clearance kriterij također se dijeli na uzdužni i bočni, prema slijedećim slikama:

Slika 7.3. Uzdužni ground clearance kriterij

Slika 7.4. Bočni ground clearance kriterij27

Zadovoljenje navedenih kriterija našeg zrakoplova prikazano je na sljedećim slikama:

27 Slika 9.1 b)[2]


116

Slika 7.5 Uzdužni tip-over kriterij zrakoplova “Tigris”

Bočni Tip over kriterij

Za bočni tip-over kriterij provjerili smo stabilnost pri potpuno rasterećenom podvozju i prema preporuci za stražnji ekstrem položaja težišta. Kritičan kut prevrtanja u tom slučaju iznosi oko 47°, što je ispod preporučenih 55°. Prilikom mjerenja za položaj težišta uzeli smo izračunatu vrijednost položaja težišta, a ne pretpostavljenu. Grafički prikaz i brojčane vrijednosti za proračunski kut prevrtanja za zrakoplov Tigris se nalaze u prilogu na slici 7.17.

Proračun kuta prevrtanja:

nm llytg+

= 'γ pa je nm ll

yarctg+

= 'γ =24.16°

γsinnls = =1666 mm

shtg =Ψ =1.072 pa je

sharctg=Ψ =46.99°

Napomena:

Udaljenost lm' se mjeri od centra mase do dodirne točke prednjeg kotača glavnog podvozja. Ostale vrijednosti uzete prema slici 7.6.


117

Slika 7.6. Pojašnjenje oznaka za proračun kuta prevrtanja.

Slika 7.7 Uzdužni ground clearance kriterij za zrakoplov “Tigris”

Sa slika se vidi da pri propinjanju naš zrakoplov ima skoro 20° slobode rotacije prije nego li mu krilo udari u pistu. Prilikom mjerenja pretpostavili smo najnepovoljniji slučaj rotacije, odnosno rotaciju oko točke A. Moguće je da se zrakoplov prilikom polijetanja rotira i oko


118

dodirne točke zadnjeg kotača i piste. Tada je dozvoljeni kut slobodne rotacije i veći od 20° i mora se ograničiti na kut određen kod uzdužnog tip-over kriterija.


119

d

Slika 7.8 Bočni ground clearance za zrakoplov “Tigris”

Iz slike 7.8 se vidi da projektirani zrakoplov zadovoljava bočni ground clearance kriterij i pri najnepovoljnijem slučaju, tj. pri ispuštenim gumama (ili maksimalnom progibu gume) i pri maksimalno opterećenim amortizerima.


120

7.3.4 Mogućnost uvlačenja podvozja

Na sljedećim slikama prikazana je mogućnost uvlačenja glavnog podvozja:

Slika 7.9 Prikaz smještaja podvozja u krilu

Slika 7.10 Prikaz podvozja unutar krila


121

Slika 7.12 Prikaz uvlačenja nosnog podvozja

Oznake na slici 7.12 su u skladu sa oznakama iz 4. izvještaja. Ukratko, točka C označava položaj oka pilota dok točka B1 označava položaj pete pilota. Sa slike se vidi da prostor za smještaj kotača malo prodire u prostor pilotske kabine. No, to neće smetati posadi zrakoplova, jer se kotači smještaju između pilota. Crteži smještaja podvozja u mjerilu se nalaze u prilogu E.


122

7.4 Određivanje težišta zrakoplova

7.4.1 Masa i položaj težišta pojedinih komponenti na zrakoplovu

Pri određivanju težišta zrakoplova koristili smo Class I metodu za određivanje težišta, koja se zasniva na određivanju udjela mase pojedine komponente zrakoplova u ukupnoj poletnoj masi zrakoplova. Da bi dobili udio mase pojedine komponente za naš zrakoplov, odabrali smo nekoliko sličnih zrakoplova i odredili srednju vrijednost njihovih udjela za određenu komponentu. Dobivenu vrijednost udjela pomnožili smo s poletnom masom našeg zrakoplova i dobili smo masu komponente. Podaci o udjelima mase komponenata u ukupnoj masi kod sličnih zrakoplova, dani su u tablici 7.1.

Odabrani su sljedeći zrakoplovi za usporedbu:

• MS 760 Paris • Lockheed Jetstar • Gates-Learjet 25D • Gates-Learjet 28 • Cessna Citation II • Rockwell JC-1121 • Hawker-Siddeley 125 • Gulfstream American G II

Od mogućih komponenti odlučili smo se za:

• krilo • trup • rep • podvozje • fiksna oprema

Zbog poznate mase motora odlučili smo koristiti izraz prema Ref [5] gdje su motor, nosač motora, gorivni sustav i sustav za podmazivanje, kao i sustav za prekretanje potiska i usisnik zraka stavljeni u pogonsku grupu čija masa se određuje prema izrazu:

Wdrymot=665 (lbs) - masa suhog motora (bez goriva, maziva i drugih fluida)

Nmot=2 - broj motora


123

Wpogonska grupa=1.6* Wdrymot * Nmot (lbs) - masa pogonske grupe prema [5]

Wpogonska grupa= 2228 lbs

Kompon-enta Oznaka

MS 760

Paris

LockheedJetstar

Gates-Learje

t 25

Gates-Learje

t 28

Cessn CitationII

JC-1121

HS 125

GulfstreamG II

Srednja vrijednost masenog

udjela

Trup FW t 0,119 0,114 0,105 0,108 0,079 0,079 0,070 0,092 0,1115

Fiksna oprema FW fx 0,120 0,165 0,166 0,174 0,167 - - 0,173 0,169

Krilo FW k 0,117 0,092 0,098 0,129 0,095 0,064 0,084 0,098 0,1074

Rep FW r 0,023 0,029 0,024 0,024 0,022 0,021 0,026 0,030 0,0266

Podvozje FW pod 0,040 0,035 0,039 0,039 0,034 0,022 0,028 0,031 0,0374

Tablica 7.1. Maseni udjeli po komponentama za pojedine zrakoplove i za naš zrakoplov

Za sada smo odlučili da će zrakoplov biti izgrađen od klasičnih materijala (legure aluminija – konstrukcija zrakoplova i oplata, titana – visoko opterećeni dijelovi, spojevi krila i trupa, nosača motora, podvozja…) radi jednostavnije i jeftinije izrade, pa smo pokušali uzeti u obzir samo masene udjele zrakoplova koji su rađeni sličnom tehnologijom.

Vrijednosti udjela koje previše odstupaju smo odbacili (označeno crveno), jer se odnose na zrakoplov koji ima znatno veću poletnu masu od našeg, pa je samim time udio mase komponente manji. Dijelovi konstrukcije na nekim zrakoplovi su izrađeni od kompozita, pa je također udio mase te komponente u ukupnoj masi zrakoplova manji.


124

Određivanje mase komponente:

Možemo odrediti maseni udjel pogonske grupe (motor, nosac motora, gondola, gorivni sustav, sustav za podmazivanje…), jer nam je njegova masa poznata.

Fpogonske grupe=Wpogonska grupa/WTO

Fpogonske grupe=0,115

Mase pojedinih komponenata zrakoplova dobivamo sljedećim proračunom:

WiF - srednja vrijednost udjela za i-tu komponentu

TOW - ukupna poletna masa našeg zrakoplova

TOWii WFW ⋅=' - masa komponente

Razlika između WE i WE’

∗−=∆EEE WWW

=∆ EW 492,82 lbs

Raspodjela mase je rađena prema sljedećoj jednadžbi:

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛⋅∆+=

∗

∗

∗

E

iEii W

WWWW

Podaci o udjelima, masi komponente dobivene Class I metodom i masi komponente nakon preraspodjele razlike mase između WE i WE’dani su u tablici 7.2.


125

Glavne komponente Maseni udio WiF Masa komponente 'iW

Masa komponente nakon preraspodjele

razlike iW

Pogonska grupa 0,115 2128 2228

Trup 0,112 2062 2158

Fiksna oprema 0,169 3125 3272

Krilo 0,1074 1986 2079

Rep 0,027 492 515

Podvozje 0,037 691 724

Ukupno ='EW 10484 =EW 10976

Tablica 7. 2. Masa pojedine komponente

Stvarna operativna masa praznog zrakoplova:

crewtfoEOE WWWW ++=

=OEW 11468 lbs

Stvarna maksimalna poletna masa :

FteretputniciOETO WWWWW +++=

=TOW 18489 lbs

Kako je u poglavlju 1. dobivena masa praznog zrakoplova WE, ona se razlikuje od procijenjene mase praznog zrakoplova dobivene Class I metodom. To znači da smo prema Class I metodi dobili lakši zrakoplov (u našem slučaju), te ako se odlučimo za manju masu praznog zrakoplova (same konstrukcije), tj. prema Class I metodi, onda se pomoću faktora senzitivnosti može odrediti za koliko bi nam se ukupna poletna masa promijenila tj. smanjila. Tu razliku u poletnoj masi možemo iskoristiti za nošenje više korisnog tereta ili manje potrebnog goriva.

Razlika između mase praznog zrakoplova iz poglavlja 1 i mase dobivene prema Class I metodi iznosi oko 4.5%, pa smo zaključili da nije potrebno koristiti faktor senzitivnosti i mijenjati ukupnu poletnu masu, te smo stoga tu razliku raspodijelili po komponentama prema njihovim udjelima u ukupnoj poletnoj masi zrakoplova.

Kod pogonske grupe masa se raspoređuje na nosač motora, gorivni sustav, sustav za podmazivanje, ali ne na motor jer je masa motora dana od proizvođača.


126

Ukoliko se neki dijelovi konstrukcije izrade od kompozitnih materijala, ušteda na masi postaje značajna i potrebno je koristiti faktor senzitivnosti da bi se moglo odrediti smanjenje ukupne poletne mase zrakoplova. U toku eksploatacije zrakoplova mogu se ostvariti uštede na masi korištenjem nove opreme, novih materijala, ekonomičnijih motora i tako otvoriti prostor za razne izvedbe zrakoplova (povećanje broja putnika, povećanje komfora…), čak i modifikaciju misije zrakoplova (povećani dolet, povećani “loiter”…).

Računanje težišta zrakoplova

Pokušali smo odabrati što više komponenata kako bi dobili što točniju vrijednost centra težišta. Neke komponente se sastoje od podkomponenti (npr. fiksna oprema , pogonska grupa, rep…), pa se njihovo težište računa posebno i onda se dobivena vrijednost uzima u proračun težišta cijelog zrakoplova.

Izračunavanje mase podkomponenti repa:

Rep zrakoplova podijeljen je na horizontalni stabilizator i vertikalni stabilizator. Masu pojedine komponente smo približno odredili tj. odredili smo ju u odnosu na omjer površina horizontalca u vertikalca.

WRep - masa cjelokupnog repa nakon preraspodjele razlike u masi između WE i WE’

Sv=76.47 ft2 - površina vertikalca iz poglavlja 6

Sh=83.97 ft2 - površina horizontalca iz poglavlja 6

mver (lbs) - masa vertikalca

mhor (lbs) - masa horizontalca

( )))/S(S+)/(1W*)/S(S =m hvRephvver

mver=245lbs

mhor=WRep - mver (lbs)

mhor=270lbs


127

Izračunavanje mase podkomponenti podvozja:

Podvozje je raspodijeljeno na glavno podvozje, za koje smo procijenili da ima masu u iznosu od 75% od ukupne mase podvozja nakon preraspodjele razlike u masi između WE i WE (zbog dva kotača na svakoj glavnoj nozi i zbog toga što su glavne noge jače opterećene, pa moraju biti većih dimenzija) i nosnog podvozja koje ima masu od 25% od ukupne mase cijelog podvozja.

mpodvozje 25%= 0.25*Wpodvozje (lbs) - masa nosnog podvozja

mpodvozje 25%=181 lbs

mpodvozje 75%= 0.75* Wpodvozje (lbs) - masa glavnog podvozja

mpodvozje 75%=543 lbs

Izračunavanje mase podkomponenti pogonske grupe:

Masa motora je poznata i poznata je masa pogonske grupe. Mase ostalih komponenti u pogonskoj grupi (nosač motora, gorivni sustav, sustav za podmazivanje…) smještene su u težište nosača motora.

Wnosač motora= Wpogonska grupa- Wdrymot * Nmot

Wnosač motora=898 lbs

Izračunavanje mase podkomponenti fiksne opreme i određivanje njihovog položaja:

Klimatizacija i sustav protiv zaleđivanja

Nseats=11 - broj sjedala (putnici + posada)

maircond=15·Nseats (lbs) - masa opreme za klimatizaciju i protiv zaleđivanja

(nalazi se kod spoja nosne sekcije sa trupom)[5]

maircond=165 lbs


128

Hidraulički i pneumatski sustav

Sref=327 ft2 - površina krila

mhyd&pneu=0.65·Sref (lbs) - masa hidrauličke i pneumatske opreme [5]

mhyd&pneu=213 lbs

mhyd&pneu75=0.75·mhyd&pneu (lbs) - 75% mase hidrauličke i pneumatske opreme (nalazi se kod cg-a krila)[5]

mhyd&pneu75=169 lbs

mhyd&pneu25=0.25 mhyd&pneu (lbs) - 25% mase hidrauličke i pneumatske opreme (nalazi se kod cg-a repa)[5]

mhyd&pneu25=53 lbs

Električne komponente

mel=13·Nseats (lbs) - masa električnih komponenti [5]

mel=143 lbs

mel75%=0.75·mel (lbs) - 75% mase električnih komponenti

(nalazi se kod cg-a trupa)[5]

mel75%=107lbs

mel25%=0.25·mel (lbs) - 25% mase električnih komponenti (nalazi se kod cg-a pogonske grupe)[5]

mel25%=36 lbs


129

Elektronika

melectronics=300 lbs - masa elektronike (nalazi se na 40% nosne sekcije)[5]

Auxiliary Power Unit (APU)

mapu=7·Nseats (lbs) - masa APU-a [5]

mapu=77 lbs

Instrumenti i navigacijska oprema

mInst&Nav=100 lbs - masa instrumenata i opreme za navigaciju[5]

Pneumatski starter

Wdrymot=665 lbs - masa suhog motora (bez goriva, maziva i drugih fluida)

Nmo t= 2 - broj motora

mstarter=((Wdrymot*Nmot/1000)^(0.541))*49.19 (lbs) - masa startera [2]

mstarter=57 lbs

Oprema putničke kabine

Oprema putničke kabine naznačena je u “layoutu” u 4. poglavlju.

Npass=9 - broj putnika

33.19.3 passwc Nm ⋅= (lbs) - masa opreme WC-a [5]

mwc=72 lbs


130

mwc40%=0.4·mwc (lbs) - 40% mase opreme WC-a

mwc40%=29 lbs

mwc60%=0.6·mwc (lbs) - 60% mase opreme WC-a

mwc60%=43lbs

Oprema wc-a na 40% i 60% je podijeljena prema slobodnoj procjeni.

wcseatsseatsfur mNNm −∗+∗−= 46037.07.43( - masa opreme u putničkoj kabini (sjedala, ormarići, stolići...) [5]

mfur = 910 lbs

msjedala=65 lbs - masa jednog sjedala

mormarića=170 lbs - masa oba ormarića

mormarića70%=0.70·mormarića (lbs) - 70% mase oba ormarića

mormarića70%=119 lbs

mormarića30%=0.30·mormarića (lbs) - 30% mase oba ormarića

mormarića30%=51 lbs

mstolića=mfur - Nseats·msjedala - mormarića (lbs) - masa tri stolića

mstolića=26 lbs

Masa opreme u putničkoj kabini je raspodijeljena prema slobodnoj procjeni.


131

Ostala oprema

U ostalu opremu ulazi sustav upravljanja, avionika…

Wfix - masa cjelokupne fiksne opreme nakon preraspodjele razlike u masi između WE i WE’

moprema=Wfix-maircond-mhyd&pneu-mel-melectronics-mapu-mInst&Nav-mstarter-mfur-mwc (lbs)

moprema=1234 lbs

Položaj težišta ostale opreme smješten je u težište trupa zrakoplova.

U prilogu se nalazi tablica za fiksnu opremu (Tablica 7.4), kao i za opremu putničke kabine sa svim komponentama (Tablica 7.5), njihovim težištima i masama. Također se nalazi i tablica sa težištima putnika (Tablica 7.6).

Obrazloženje koordinata pojedinih komponenata:

Ishodište koordinatnog sustava prikazano je na slici 7.13 i u skladu s time određene su koordinate težišta pojedinih komponenti. Prilikom proračuna težišta simetrično smještenih komponenti (krila,motori…) zanemarena je y koordinata .

Trup – x koordinata trupa određena je prema Ref [2] Tablica 10.2, na 47% ukupne dužine trupa mjereno od nosa zrakoplova. y i z koordinata težišta trupa određena je kružnim poprečnim presjekom trupa, jer se pretpostavlja da se težište nalazi u središtu poprečnog presjeka.

Krilo – x i z koordinata težišta krila je dobivena iz CAD y koordinata je nula, jer su krila simetrična.

Vertikalni rep – x i z koordinata je dobivena iz CAD modela, y koordinata je nula, jer je vertikalni rep simetričan.

Horizontalni rep – ista kao i za vertikalni rep


132

Motor – x koordinata težišta motora uzeta je na polovici duljine motora, y koordinata je nula, jer su motori simetrično postavljeni s obzirom na ishodište y osi, a “z” koordinata iznosi 6.22 ft.

Podvozje – težište glavnog podvozja ima “x” koordinatu 25,79 ft, “y” koordinata je nula , jer su glavne noge i kotači glavnog podvozja postavljeni simetrično, a “z” koordinata iznosi 2,16 ft. Prednje podvozje ima “x” koordinatu težišta na 9,76 ft, “y” koordinata je nula jer je nosna noga smještena u samu x-z ravninu, a “z” koordinata iznosi 2,16 ft.

Nosači motora – “x” koordinata iznosi 25 ft, “y” koordinata je nula zbog simetrije postavljanja gondola i motora, a “z” koordinata iznosi 4,78 ft.

Fiksna oprema – rastavili smo fiksnu opremu na komponente za koje smo mogli odrediti masu (približno, prema Ref []) radi što boljeg određivanja centra težišta cijelog zrakoplova. Težište fiksne opreme se posebno računa i ta vrijednost se koristi za proračun težišta cijelog zrakoplova.

Zarobljeno gorivo i ulje – težište zarobljenog goriva i ulja uzeto je na najnižoj točci krila radi pojednostavljenja.

Posada – kako zrakoplov ima posadu sastavljenu samo od pilota i kopilota, “x” koordinata težišta posade uzeta je kao središte pilotskog sjedala, “y” koordinata je nula zbog iste udaljenosti sjedalica pilota i kopilota od uzdužne osi kroz zrakoplova i zbog pretpostavke iste mase pilota i kopilota, a “z” koordinata iznosi 6,81 ft.

Gorivo u krilima – rezervoari u oba krila su jednaki, kao i rezervoari u podtrupnom dijelu, te je samim time “y” koordinata jednaka nuli. “x” koordinata težišta goriva je uzeta ista kao kod krila jer zauzimaju oko 70 % volumena krila.

Gorivo u podtrupnom dijelu – 16% goriva je smješteno u podtrupnom dijelu ispred krila, simetrično uzdužne osi zrakoplova.

Putnici – težište svakog putnika je uzeto u obzir i posebno se računa njihovo zajedničko težište koje se koristi dalje u proračunu. To je napravljeno radi što boljeg određivanja centra težišta cijelog zrakoplova. Smještaj putnika proizlazi iz “layouta” putničke kabine.

Prtljaga – “x” koordinata težišta smještene prtljage uzeta je na polovini duljine prtljažnog prostora koji se nalazi iza putničke kabine i iznosi 33,48 ft. “y” koordinata težišta iznosi nula, jer je pretpostavljeno ravnomjerno raspoređivanje prtljage po širini trupa, a “z” koordinata težišta iznosi 6,5 ft.


133

U tablici 7.3. navedene su mase komponenata i položaji njihovih težišta (prema tablici 10.1b i 10.2 Ref [2]) koji služe za određivanje ukupnog težišta zrakoplova prema slijedećoj jednadžbi:

( )

TO

n

iii

cg W

Wxx

∑=

⋅= 1 ;

( )

TO

n

iii

cg W

Wyy

∑=

⋅= 1 ,

( )

TO

n

iii

cg W

Wzz

∑=

⋅= 1

n – označava broj komponenti

Položaj težišta sklopa fiksne opreme, pogonske grupe, putnika računa se s istim izrazima kao u prethodnoj jednadžbi, samo se uzimaju mase i koordinate podkomponenti određenog sklopa.

Komponenta Wi[lbs] xi[ft] yi[ft] zi[ft]

Trup 2158 20,96 0 6,72

Krilo 2079 23,81 10,38 3,819

Vertikalni rep 245 45,134 0 14,49

Horizont. rep 270 45,52 3,75 13,2

Motor 1330 25,79 7 6,22

Nosač motora 898 25 7 4,78

Glav. podvozje 543 25,79 6,72 2,16

Pred. podvozje 181 9,76 0 2,16

Fiksna oprema 3272 19,187 -0,114 6,334

WE[lbs] xE[ft] yE[ft] zE[ft]

Masa praznog 10976 23,085 -0,034 5,861

Wi[lbs] xi[ft] yi[ft] zi[ft]

Zarobljeno ulje i gorivo 92 19,17 0 3,17

Posada 400 8,3 0 6,81

WOE[lbs] xOE[ft] yOE[ft] zOE[ft]

Masa operativ. 11468 22,538 -0,033 5,873

Wi[lbs] xi[ft] yi[ft] zi[ft]

Gorivo 5224-92 23,81 0 3,95

Putnici 1530 20,697 -0,189 6,56

Prtljaga 360 33,48 0 6,5

WTO[lbs] xTO[ft] yTO[ft] zTO[ft]

Ukupna poletna masa 18489 23,694 -0,036 5,403

Tablica 7.3 Položaj težišta pojedinih komponenti


134

Napomena : Od mase goriva je oduzeta masa zarobljenog goriva jer je ona već uračunata u WOE.

7.4.2 Položaj težišta zrakoplova za različite scenarija ukrcaja

Tijekom leta težište se pomiče, što je rezultat potrošnje goriva i maziva koje bitno utječe na položaj težišta. Također na položaj težišta utječe i položaj i masa prtljage, broj putnika i njihov razmještaj, itd. Da bi provjerili koliko se položaj težišta pomiče u ovisnosti o tim faktorima, potrebno je napraviti par različitih scenarija ukrcaja. Položaj težišta ima utjecaj na upravljivost na zemlji, na ground clearance kriterij i na kriterije prevrtanja, tako da njegov pomak nije zanemariv.

Razmotriti ćemo pet različitih scenarija ukrcaja i pomicanje težišta za te scenarije.

Scenarij 1 – Prazan zrakoplov (WE) (plava točka)

Scenarij 2 – Prazan zrakoplov + posada + zarobljeno gorivo i ulje (operativna masa praznog zrakoplova OEW) (rozi kvadrat)

Scenarij 3 – Scenarij 2 + putnici + prtljaga (crveni trokut)

Scenarij 4 – Scenarij 2 + gorivo (crni trokut)

Scenarij 5 – Scenarij 2 + putnici + prtljaga + gorivo (ukupna masa zrakoplova za

polijetanje WTO) (zeleni kružić)


135

Slika 7.14 Uzdužni pomak centra težišta zrakoplova

Pomak težišta:

prednji ekstremni položaj težišta maxcgx =23,085 ft stražnji ekstremni položaj težišta mincgx =22,538 ft rasipanje tj. razlika ekstrema minmax cgcgx xxR −=

=xR 0,547ft (Rx=6,564in ; Rx=166,7 mm)

Prema Ref [2] tablica primjera 10.3 za našu kategoriju zrakoplova pomak težišta ne bih trebao prelaziti vrijednost veću od 17 in.


136

Slika 7.15 Poprečni pomak centra težišta zrakoplova

Pomak težišta:

prednji ekstremni položaj težišta maxcgy =-0,0497 ft stražnji ekstremni položaj težišta mincgy =-0,0226 ft rasipanje tj. razlika ekstrema minmax cgcgy yyR −=

=yR 0,027 ft (Ry=0,325 in ; Ry=8,255 mm)


137

Slika 7.16 Vertikalni pomak centra težišta zrakoplova

Pomak težišta:

prednji ekstremni položaj težišta maxcgz =5,969 ft stražnji ekstremni položaj težišta mincgz =5,279 ft rasipanje tj. razlika ekstrema minmax cgcgz yyR −=

=zR 0,69 ft (Rz=8,28 in ; Rz=210,312 mm)


138

7.5 Zaključak

Prvotno je bila zamišljena klasična izvedba glavnog podvozja s jednim kotačem. Međutim, s takvom izvedbom nismo uspjeli zadovoljiti bočni kriterij prevrtanja. Odnosno, kritičan kut prevrtanja Ψ jako ovisi o udaljenosti kotača od središnje osi, kao i o visini težišta zrakoplova. Kako nam je udaljenost kotača od središnje osi ograničena raspoloživom debljinom krila u koju možemo smjestiti kotač, odlučili smo se za tandem izvedbu glavnog podvozja. Karakteristika tandem podvozja jest upotreba znatno užih kotača, pa se mogu smjestiti u tanje zone krila ( tj. na većem rasponu). Tako smo postigli prilično male vrijednosti kritičnog kuta prevrtanja, odnosno dovoljno ‘rezerve’ pri ekstremnim položajima težišta. Druga prednost jest rasterećenje korijena krila pri slijetanju, jer su motori na krilima i jako blizu glavnog podvozja.

Nedostatak tandem podvozja je u tome što zauzima skoro dva puta više prostora pri uvlačenju u krilo. Ustanovili smo da raspoloživi volumen za gorivo točno odgovara potrebama. Međutim, u slučaju da ne bude dovoljno prostora za gorivo u krilima, ostatak goriva bit će smješten u podtrupni dio zrakoplova. Konačna izvedba i smještaj podvozja je prikazan na crtežu u prilogu F

Pomoću Class I metode odredili smo masu naših komponenata zrakoplova i zajedno s položajem tih komponenti odredili smo težište zrakoplova. Pokušali smo odrediti masu što više komponenata da bi dobili točniji položaj težišta. Međutim, zbog nedovoljno podataka o masama nekih uređaja i opreme, morali smo neke mase komponenata procijeniti (prednje podvozje 25% ukupne mase podvozja…) u cilju točnijeg određivanja centra težišta. Neke koordinate su određene na temelju CAD modela kako bi dobili točniji položaj. Položaji težišta komponenti su prikazani na crtežu u prilogu G.


139

7.6 Literatura

[1] Roskam, J. : “Airplane Design : Part IV, Layout design of landing gear and systems.”, AIAA Education Series, New York, 1989 g.

[2] Roskam, J. : “Airplane Design : Part II, Preliminary configuration design and integration of the propulsion system.”, AIAA Education Series, New York, 1989 g.

[3] http://www.goodyearaviation.com/img/pdf/datatires.pdf

[4] Roskam, J. : “Airplane Design : Part V, Component weight estimation.”, AIAA Eucation Series, New York, 1989 g.

[5] http://adg.stanford.edu/aa241/AircraftDesign.html

[6] Janković,S.:”Mehanika leta zrakoplova” ,Sveučilište u Zagrebu FSB, 2002


140

7.7 PRILOG

[ft] [lbs] Komponente fiksne opreme

x y z masa

1 Klimatizacija i sustav protiv zaleđivanja 10,9 0 5,23 165

2 Hidraulički i pneumatski sustav 25% 45,52 0 13,2 53,167

3 Hidraulički i pneumatski sustav 75% 23,81 0 3,819 159,5

4 Električne komponente 25% 25,79 0 6,22 35,75

5 Električne komponente 75 % 20,96 0 6,72 107,25

6 Elektronika 4,5 0 5,77 300

7 APU 40,5 0 7,3 77

8 Instrumenti i Navigacija 4,5 0 5,77 100

9 Oprema putničke kabine (navedeno u

tablici 7.5) 18,834 -0,382 6,134 982,223

10 Pneumatski starter 40 0 7 57,396

11 Ostala oprema 20,96 0 6,72 1269,1

SKLOP FIKSNE OPREME 19,187 -0,115 6,329 3271,5

Tablica 7.4 Komponenate fiksne opreme (položaj komponenata i njihova masa)


141

[ft] [lbs]

Komponente opreme putničke kabine x y z masa 1 WC-40% 29,86 -2,2 5,74 28,99

2 WC 60% 30,86 -2,3 5,74 43,48

3 Pilotska sjedala 8,3 0 6,3 130

4 Sjedala zadjneg reda 27,43 0 6,05 130

5 Sjedala predzadnjeg reda 23 0 6,05 130

6 Sjedalo do ulaza u zrakoplov 15,45 1,7 6,05 65

7 Sjedalo nasuprot sjedalu koje je do ulaza u zrakoplov 19,88 1,7 6,05 65

8 Ormarić 30% dalje od pilotske kabine 20,52 -1,7 5,74 51

9 Ormarić 70% bliži pilotskoj kabini 12,58 -1,92 6,72 119

10 Sjedalo u trosjedu dalje od pilotske kabine 18,56 1,7 6,05 65

11 Srednje sjedalo u trosjedu 16,74 1,7 6,05 65

12 Sjedalo u trosjedu bliže pilotskoj kabini 14,78 1,7 6,05 65

13 Dva stolića ispred zadnjeg reda 25,24 0 6,39 16,497

14 Stolić kod sjedala do ulaza u zrakoplov 17,62 1,73 6,39 8,248

SKLOP OPREME PUTNIČKE KABINE 18,834 -0,382 6,134 982,223

Tablica 7.5 Komponente opreme putničke kabine


142

[ft] [lbs] Putnici

x y z masa 1 Dva putnika na sjedalima zadjneg reda 27,43 0 6,56 340

2 Dva putnika na sjedalima predzadnjeg reda 23 0 6,56 340

3 Putnik na sjedalu u trosjedu dalje od pilotske kabine 18,56 -1,7 6,56 170

4 Putnik na srednjem sjedalu u trosjedu 16,74 -1,7 6,56 170

5 Putnik na sjedalu u trosjedu bliže pilotskoj kabini 14,78 -1,7 6,56 170

6 Putnik na sjedalu do ulaza u zrakoplov 15,45 1,7 6,56 170

7 Putnik na sjedalu koje je nasuprot sjedalu do ulaza u zrakoplov 19,88 1,7 6,56 170

TEŽIŠTE PUTNIKA 20,697 -0,189 6,56 1530

Tablica 7.6 Položaj težišta putnika

Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I)

143

8 Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I)

8.1 Lista simbola

Smbol

Naziv simbola Jedinica

acwfx specifični položaj AC krila zbog interferencije trupa i krila prema aerodinamičnoj tetivi

-

acwx specifični položaj AC krila prema aerodinamičnoj tetivi -

acfx∆ pomak AC krila uslijed utjecaja trupa zrakoplova -

wflCα

nagib uzgona kombinacije krilo-trup rad-1

hlCα

nagib uzgona horizontalnog repa rad-1

vlCα

nagib uzgona vertikalnog repa rad-1

αε

dd h otklon struje -

q dinamički tlak psf

hh udaljenost aerodinamičnog središta horizontalca i težišta - z koordinata

ft

hl udaljenost aerodinamičnog središta horizontalca i težišta - x koordinata

ft

vx udaljenost aerocentra vertikalnog stab. i CG-a ft

wfK faktor interferencije spoja krilo-trup -

rnC δ gradijent momenta skretanja po kutu otklona kormila pravca

rad-1

ryC δ gradijent sile na vertikalnom repu po otklonu kormila pravca

rad-1

k , hk , vk omjer odnosa krivulje uzgona aeroprofila u odnosu na 2π -

AK faktor utjecaja aspektnog odnosa krila -

λK faktor utjecaja strijele krila -

hK faktor utjecaja geometrije horizontalca -

NK faktor utjecaja kombinacije krilo-trup na stabilnost po pravcu

-


144

1rK

faktor utjecaja Reynoldsovog broja trupa na stabilnost kombinacija krilo-trup

-

βnC nagib koeficijenta momenta skretanja rad-1

fnC β nagib koeficijenta momenta skretanja od doprinosa trupa rad-1

t critN kritični moment skretanja pri otkazu jednog motora lb ft

DN moment skretanja zbog otpora pri otkazu jednog motora ld ft

bK faktor raspona zakrilca -

'k korekcijski faktor za nelinearne učinke -

rδ otklon kormila smjera deg ili rad

clα0 nagib krivulje uzgona aero profila pri Ma = 0 deg-1 ili rad-1

c srednja geometrijska tetiva ft λ suženje krila


145

8.2 Uvod

U osmome poglavlju bit će prikazana provjera stabilnosti projektiranog zrakoplova “Tigris”. Primijenit će se metoda provjere stabilnosti klase I, koja se sastoji od: statičke uzdužne stabilnosti i crtanja uzdužnog X-plota (dijagrama), statičke stabilnosti po pravcu (bočna stabilnost) i crtanje X-plota po pravcu i provjere stabilnosti pri otkazu jednog motora.

8.3 Statička uzdužna stabilnost

Za provjeru statičke uzdužne stabilnosti, nacrtat ćemo dijagram ovisnosti relativnog položaja središta mase i aerodinamičnog središta u ovisnosti o površini repa Sh (tzv. X-plot).

Da bi zrakoplov bio urođeno stabilan takozvana statička margina od 5% za ovu kategoriju zrakoplova, mora biti postignuta. Statička margina se računa prema sljedećem izrazu:

05.0−=−= cgacA

L

M xxdCdC (11.4)[1]

To znači da se težište zrakoplova mora nalaziti ispred aerodinamičkog centra zrakoplova i to za iznos od 5% duljine srednje aerodinamičke tetive.

Relativni položaj centra mase zrakoplova se računa ovako:

cx

x cgcg =

Udaljenost xcg se mjeri od napadne ivice aerodinamičke tetive, prema slici 11.2[1]

Za položaj aerodinamičkog centra zrakoplova vrijedi slijedeće :

FC

xSS

dd

Cxx

wf

hh

wfA

L

achh

L

acac1

1⋅

⎥⎥⎥⎥

⎦

⎤

⎢⎢⎢⎢

⎣

⎡⎟⎠⎞

⎜⎝⎛⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ −

+=α

α αε

(11.1)[1]

Gdje je :

wf

h

L

hhL

CSS

dd

CF

α

α αε

⎟⎠

⎞⎜⎝

⎛⎟⎠

⎞⎜⎝

⎛ −+=

11 (11.2)[1]


146

Potrebno je odrediti vrijednosti pojedinih članova ovih dviju jednadžbi, a krenuti ćemo izračunavanjem specifičnog pomaka aerocentra krila uslijed interferencije trupa i krila

wfacx

pomoću izraza :

facx∆wacx

wfacx += (8.83)[2]

Gdje je relativni položaj aerocentra krila 259.0=wacx unaprijed poznata vrijednost

određena u projektiranju krila, a specifični pomak aerocentra krila zbog prisutnosti trupa uz krilo acfx∆ se dobiva pomoću jednadžbe 8.85. Napomena, u proračunu je za položaj aerodinamičnog

centra krila uzet položaj prema Roskamu.

Napomena: shematski prikaz geom. veličina se nalazi na crtežu u prilogu I

WLCcS α

α⋅⋅⋅

−=∆

qddM

x fac (8.85)[2]

za sljedeće uvjete:

gustoća zraka 3000794.0 ftslugs=ρ za zadanu visinu od 33000 ft

brzina krstarenja fpsvcr 776=

dinamički tlak 2

21 vq ρ= = 239.58 psf

αddM se dobiva iz:

∑=

∆⋅⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛⋅⋅⋅=

4

1i

2i

L

08.036.5W

ii

xddw

CqddM

αε

αα (8.86)[2]

Nagib krivulje uzgona za krilo WLC α slijedi :

412

2C

22

2

2

22L W

+⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛++

⋅⋅=

βΛtg

kβA

Aπ

c

w

α

(8.22)[2]

gdje su:


147

vitkost krila A=7.5 utjecaj Machovog broja (M=0.79) β prema jednadžbi (8.24)[2] 2M-1=β =0.61

faktor kw = clα0 /2π = 1 (8.25)[2]

kut strijele na polovici tetive 2/cΛ izračuna se prema geometriji krila

128.0arctan2/ −=⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ −

=Λb

cc twrwc rad

63.6=WlC α rad-1

Drugi dio jednadžbe (8.86)[2] se računa tako da se zrakoplov podijeli na određeni broj segmenata, sa poznatim duljinama segmenta ix∆ i širinama segmenta fw .Gradijent povijanja

struje i

dd

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛αε dobijemo iz jednadžbe (8.87)[2], a ix očitava se iz [2], dijagram 8.115, za različite

omjere duljine segmenta i duljine korijena tetive.

i i

dd

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛αε

ix∆ (ft) wf (ft)

1 1.1 4.14 2.87

2 1.12 4.14 5.44

3 1.2 4.14 5.86

4 1.3 4.14 5.86

5 2.5 4.13 5.86

6 0.12 4.53 5.86

7 0.04 4.53 5.86

8 0.03 2.79 5.86

9 0.08 2.79 5.75

10 0.13 2.79 5.12

11 0.18 2.79 4.32

12 0.23 2.79 2.96

13 0.28 2.79 1.41

Tablica 8.1 Parametri za sekcije trupa

Trup podijeljen na sekcije je prikazan na crtežu u prilogu H.


148

U Matlab proračunu je izvršeno sumiranje vrijednosti iz tablice 8.1 prema dolje navedenom izrazu i s dobivenom vrijednošću je krenuto dalje u proračun :

64.9812fi

13

1=∆⋅⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛⋅∑

=i

iix

ddwαε

Povijanje struje zraka dobit ćemo prema slijedećoj jednadžbi :

⎥⎦

⎤⎢⎣

⎡⎟⎠⎞

⎜⎝⎛−⋅=⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛

αε

αε

dd

xx

dd

h

i

i

1 (8.87)[2]

( )0

19.1

21

4/cos44.4w

w

L

LchA

h

CC

KKKdd

α

αλα

ε⋅⎥⎦

⎤⎢⎣⎡ Λ= = 0.56 (8.45)[2]

Gdje su : faktor utjecaja aspektnog odnosa krila AK iznosi:

( ) 102.01

117.1 =

+−⎟

⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛=

ARARK A (8.46)[2]

faktor utjecaja suženja krila λK za 35.0=λ iznosi:

28.17310

=⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛ −=

λλK (8.47)[2]

faktor utjecaja geometrije hK slijedi iz jednadžbe (8.48)[2] za: fth 94.9h = - visina horizontalca od aerodinamičkog centra krila ftl 64.22h = - udaljenost aerodinamičnih središta krila i horizontalca prema

slici 8.66.[2]

82.0

2

1

31 =

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ ⋅

−=

bl

bh

Kh

h

h (8.48)[2]

kut strijele na četvrtini tetive krila 064.04/ −=Λ c rad.

Nagib pravca uzgona horizontalnog repa hLC α vrijedi analogno jednadžba (8.22)[2], samo

što sada uvrštavamo podatke za horizontalni stabilizator:


149

vitkost horizontalnog stabilizatora 35.3Ah = nagib krivulje uzgona horizontalnog stabilizatora prema Abbotu slika 57. iznosi

( ) 28.6==oMhlc

α

faktor utjecaja Machovog broja 54.0=β faktor k za horizontalni stabilizator prema 8.25[2] iznosi 1=hk

kut strijele na polovici tetive horizontalnog repa određenog iz geometrije iznosi =Λ hc 2/ 0.18 rad

pa je:

412

2C

22

2

2

22L h

+⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛++

⋅⋅=

βΛtg

k

βA

Aπ

hc

h

h

h

α (8.22)[1]

41.4=hlC α rad-1

Uvrštavanjem dobivamo gore navedenih vrijednosti u izraze 8.85 i 8.83 dobija se:

14.0x fac −=∆ ;

11.0=

wfacx

Za izračun jednadžbe (11.2)[1] potrebno je još odrediti i nagib pravca uzgona za krilo uz prisutstvo trupa

wfLCα

dan izrazom :

wLwfL CKCwf αα= (8.43)[1]

Gdje je faktor interferencije spoja krilo trup wfK izračunamo za raspon krila b= 49.54ft i promjer trupa df= 5.87 ft :

999.025.0025.012

=⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛−⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛+=

bd

bd

K ffwf (8.44)[2]

pa je:

62.6=wfLC

α rad-1

Relativna koordinata položaja aerodinamičnog središta horizontalnog stabilizatora se

dobiva pomoću :

cxx ach /ach =

45.3ach =x

Relativni položaji aerodinamičkih centara i centra mase su prikazani shematski na slici

u prilogu I, prema preporuci iz Roskama.

Sad su poznate sve komponente jednadžbe (11.1)[1], te se može nacrtati X-plot, s površinom horizontalnog stabilizatora kao varijablom. U proračunu je varirana površina


150

horizontalnog stabilizatora dok se nije postigla tražena statička margina od 5%. Zabilježena je i prikazana površina SH = 75.61 ft2 za koju se postiže propisana stabilnost.


151

Slika 8.1 X-plot uzdužne stabilnosti

Dakle, prema volumenskoj metodi površina horizontalnog stabilizatora bi trebala iznositi VHorV = 83.97 ft2, dok je prema ovoj metodi dobivena površina SHorSM = 75.61 ft2, što je unutar 10% vrijednosti volumenske metode. Prema Roskamu uzima se veća površina.


152

8.4 Statička stabilnost po pravcu

Za provjeru statičke stabilnosti po pravcu, nacrtat ćemo dijagram ovisnosti aerodinamičnog koeficijenta βnC o površini vertikalnog repa Sh (tzv. X-plot po pravcu). Za ispunjenje tog uvjeta potrebno je da gradijent koeficijenta momenta skretanja, Cnβ, bude 0.001 deg-1, za urođenu statičku stabilnost.

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛⎟⎠⎞

⎜⎝⎛+=

bx

SSCCC VV

Lnn Vf αββ (11.8)[1]

Doprinos krila se zanemaruje za male napadne kutove pa je Cnβw = 0

Doprinos trupa Cnβf dobit ćemo prema jednadžbi (10.42)[1] za parametre :

vrijednosti NK =0.0015 i RLK = 1.93 se očitavaju iz [1], dijagrami 10.28 i 10.29 za

poznatu geometriju zrakoplova i Reynoldsov broj trupa (. Re =91·106), površina bočne projekcije trupa SbS = 226.12 ft2 – izmjereno iz CAD duljina trupa lf = 46.57 ft, površina krila S= 327 ft2, raspon krila b= 49.51 ft.

1108,03.571

−−=⋅

⋅⋅−= rad

bSlS

KKC fbSrNn fβ (10.42)[2]

Nagib pravca uzgona za vertikalni rep dobit ćemo prema jednadžbi (8.22)[2] analogno kao i za horizontalni rep, samo što sad uvrštavamo parametre za vertikalni rep :

1

22

2

2

22L 837.1

412

2C

v

−=

+⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛++

⋅⋅= rad

βΛtg

k

βAR

ARπ

vc

v

veff

veffα

(8.22)[2]

gdje je:

( ) ( )

( ) ⎥⎥⎦

⎤

⎢⎢⎣

⎡⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛−+⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛= 11

fv

hfvvhv

v

fvveff A

AKA

AA

AR (10.123)[2]

veffAR - korigirana vitkost vertikalnog stabilizatora za utjecaj trupa i horizontalnog stabilizatora

( )

v

fv

AA

= 1 - očitano iz dijagrama 10.14[2]

( )

( )fv

hfv

AA

= 0.8 - očitano iz dijagrama 10.15[2]


153

Kvh = 0.93 - očitano iz dijagrama 10.16[2]

pa je:

ARveff = 1.3024

vx =21.86 ft - udaljenost aerodinamičkog centra vertikalnog stabilizatora i stražnjeg ekstrema težišta, prema slici 11.4[1].

Sada kad su poznati svi članovi jednadžbe (8.19)[1] možemo nacrtati X – plot za bočnu stabilnost, sa površinom vertikalnog stabilizatora kao parametrom.

Konačna površina vertikalnog stabilizatora prema ovoj metodi je dobivena proračunom u Matlabu postupno povećavajući površinu SV sve dok Cnβ nije dosegao propisanu vrijednost.

Površina vertikalnog stabilizatora prema toj metodi iznosi SV = 66.58 ft2

8.5 Stabilnost po pravcu prema OEI kriteriju

Stabilnost prema ovom kriteriju se provjerava kako bi se ustanovilo da li je zrakoplov stabilan u slučaju otkaza jednog motora. Propisana brzina pri kojoj zrakoplov mora otklonom kormila poništiti moment kojeg stvaraju potisak motora koji radi i otpor onoga koji ne radi iznosi 1.2VSL.

Za određivanje kritičnog momenta skretanja pri otkazu jednog motora, vrijedi :

t crit TOe TN T y= ⋅ (11.12)[1]

Gdje su: - potisak jednog motora pri polijetanju TTo=3190 lbs

- udaljenost motora od centra zrakoplova Ty =7 ft

t critN =22330 lbs·ft

Moment skretanja zbog otpora pri otkazu jednog motora se određuje pomoću :

tcritD NN 15.0= (11.15)[1]

=DN 3349 lbs ft

Brzinu za održavanje stabilnosti (minimalne kontrole) Vmc dobit ćemo kao 20% povećanja brzine sloma uzgona pri slijetanju SLV .

Vmc = 1.2·VSL

ktsSC

WV

LL

LSL 84.149

2

_

=⋅⋅

⋅=

ρ (5.5)[2]

Vmc=179.8 kts


154

Dinamički tlak na razini mora pri brzini kritičnog momenta dobijemo iz izraza:

qmc = 0.5·ρ·(Vmc)2=38.43 pfs

Otklon kormila smjera koji će kompenzirati nastali moment skretanja zrakoplova prema OEI kriteriju ne smije biti veći od 25°. Računa se prema dolje navedenom izrazu:

( )rnvvmc

crittDr CbSq

NN

δ

δ⋅⋅⋅

+= (8.24)[1]

Gradijent momenta skretanja po kutu otklona kormila pravca rnC δ se računa prema :

( )b

zlCC vv

yn rr

ααδδ

sincos ⋅+⋅⋅−= (10.125)[2]

dok se gradijent bočne sile po otklonu kormila pravca ryC δ računa prema :

( )( )

l

L

r

c

C

vltheoryl

theoryl

lvvLby c

kcc

cSS

CKCδ

δ

αδ

δ

δαδ α

α⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛=

'

)()(

10.123[2]

i to za sljedeće parametre:

faktor raspona kormila smjera bK prema slici 8.51 i 8.52 [2] iznosi bK =-0.85 nagib pravca uzgona za vertikalni rep vlC α , za prema 10.29[2] izračunatoj efektivnoj

vitkosti vertikalnog repa AReff = 1.30, iznosi =vlC α 1.859 površina vertikalnog repa Sv=82.26ft2 (vrijednost nakon iteracije) površina krila S=327. ft2 omjer nagiba pravca s izvučenim kormilom smjera prema teorijskom nagibu (slika

8.15.[2]) theoryl

l

cc)( δ

δ = 0.95

teorijski nagib pravca uzgona s izvučenim kormilom smjera (slika 8.14.[2]) 5.4)( =theorylc δ

korekcijski faktor za nelinearne učinke k’ prema slici 8.13[2] iznosi 'k =0.67 nagib pravca uzgona aeroprofila vertikalnog repa za NACA 0012 1

0 99.5 −= radc vlα omjer porasta napadnog kuta (slika 8.53.[2]) iznosi 12.1/ =clCL δδ αα

Nakon uvrštenih vrijednosti u izraz 10.123[2] dobiva se:

ryC δ =0.198 rad-1

Zatim dobivenu vrijednost za Cyδr uvrstimo u izraz 10.125[2] zajedno sa sljedećim parametrima: krak vertikalnog repa xv = 21.94 ft visina AC vertikalnog repa visini stražnjeg ekstrema težišta slika 10.27[2] zv =7.9ft napadni kut krila α=0.0524 rad (procijenjeno oko 3 deg) , za fazu nakon polijetanja


155

raspon krila b=49.51ft

pa je gradijent momenta skretanja po kutu otklon kormila pravca:

rnC δ =-0.089 rad-1

Konačna površina vertikalnog stabilizatora je dobivena nakon provedenog prročuna u Matlabu postupno povećavajući površinu SV sve dok se potrebni otklon kormila pravca prema 8.24[1] nije smanjio na 25°. Dobivena površina je veća od one dobivene volumenskom (orijentaciona), i veća je od one dobivene uz pomoć Cnβ, pa je zato ta površina uzeta za konačnu.

Konačna površina vertikalnog stabilizatora iznosi SV_OEI = 82.26 ft2 Površine vertikalnog stabilizatora koje su dobivene uz pomoć tih triju metoda su ucrtane i prikazane u dolje priloženom X-plot dijagramu za stabilnost po pravcu.

Slika 8.2. X-plot stabilnosti po pravcu


156

8.6 Zaključak

Nakon provedenog proračuna uzdužne stabilnosti došli smo do zaključka da je zrakoplov Tigris prestabilan. Promjenom kuta strijele sa početnih 30° u negativno područje od -5º, doveli smo zrakoplov u području zadovoljavajuće stabilnosti. U suprotnom ne bismo trebali imati horizontalnog stabilizatora što se tiče stabilnosti, ali on je nužan radi kontrole propinjanja i poniranja. Uvedenim promjenama kuta strijele je došlo do promjene aeroprofila krila. Odabran je NACA 64210 aeroprofil, koji je tanji i bolje zadovoljava uvjetima leta našeg zrakoplova. Kasnije smo strijelu krila podesili tako da dobijemo ravnu napadnu ivicu, te su u ovom poglavlju prikazane konačne vrijednosti proračuna, za strijelu krila od -3.67°. Također je smanjena vitkost horizontalnog stabilizatora kako bi mu smanjili efikasnost.

Kod proračuna stabilnosti po pravcu, najveći je utjecaj imao OEI kriterij, što se i očekivalo. Bilo je nužno promijeniti vitkost vertikalnog stabilizatora, da bi mu povećali efikasnost. Da bi povećali krak kojeg vertikalni stabilizator ima u odnosu na položaj težišta, bilo je nužno povećati strijelu vertikalnog stabilizatora. Načinjenim izmjenama zadržana je veličina obaju stabilizatora unutar granica tolerancije od 10% u odnosu volumensku metodu.


157

8.7 Literatura

[1] Roskam, J. : “Airplane Design : Part II, Preliminary configuration design and integration of the propulsion system.”, AIAA Education Series, New York, 1989 g

[2] Roskam, J.: Airplane Design: Part VI, Preliminary Calculation of Aerodynamics, Thrust and Power Characteristics

158

9 Polara zrakoplova (metoda Klase I)

9.1 Lista simbola


a korelacijski koeficijent -

b korelacijski koeficijent -

btk širina torzijske kutije ft

cD 0 koeficijent otpora pri nultom uzgonu (2. poglavlje) -

cD0’ koeficijent otpora pri nultom uzgonu (9. poglavlje) -

cD0 approach ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonu za

konfiguraciju u prilazu -

cD0 clean ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonu za čistu

konfiguraciju -

upgearLDc__0 ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonu za

konfiguraciju pri slijetanju sa uvučenim podvozjem -

downgearLDc__0 ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonu za

konfiguraciju pri slijetanju sa izvučenim podvozjem -

upgearTODc__0 ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonu za

konfiguraciju pri polijetanju s uvučenim podvozjem -

downgearTODc__0 ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonu za

konfiguraciju pri polijetanju sa izvučenim podvozjem -

cskt srednja tetiva spoja trup-krilo ft

Dn najveći promjer prve sekcije gondole ft

Dhl srednji promjer usisnog konusa

Def izlazni promjer prve sekcije gondole ft

Dg početni promjer srednje sekcije ft

Deg završni promjer srednje sekcije ft

Dp promjer izlaznog konusa ft

df promjer trupa ft

159

e Oswaldov koeficijent -

ln duljina prve sekcije gondole (kompresor i ventilator)

lg duljina druge sekcije gondole (komora izgaranja)

lp duljina treće sekcije gondole (izlazni konus)

eclean koeficijent efikasnosti krila za čistu konfiguraciju -

egear koeficijent efikasnosti krila za izvučeno podvozje -

flapsLe koeficijent efikasnosti krila za zakrilca u položaj u za

slijetanje -

flapsTOe koef. efikasnosti krila za zakrilca za polijetanje -

f parazitska površina krila (2. poglavlje) ft2

f’ parazitska površina krila (9. poglavlje) ft2

kclean’ koeficijent induciranog otpora za čistu konfiguraciju -

lft duljina trupa ft

logp duljina obloga glavnog podvozja ft

(t/c)h relativna debljina horizontalnog repa u korijenu -

(t/c)r relativna debljina krila u korijenu -

(t/c)v relativna debljina vertikalnog repa u korijenu -

AR vitkost krila -

(L/D)cruise odnos uzgona i otpora pri krstarenju -

(L/D)loiter odnos uzgona i otpora pri kruženju -

S površina krila ft

Swet optjecana površina zrakoplova prema 2.poglavlju ft2

Swet’ optjecana površina zrakoplova prema 9.poglavlju ft2

ukgwetS_

optjecana površina gondola motora ft2

nwetS optjecana površina prve sekcije gondola ft2

gwetS optjecana površina druge sekcije gondola ft2

pwetS optjecana površina treće sekcije gondola ft2

160

Swet h optjecana površina horizontalnog repa ft2

Swet krila optjecana površina krila ft2

Swet ogp optjecana površina obloga glavnog podvozja ft2

Swet skt optjecana površina spoja krilo-trup ft2

Swet t optjecana površina trupa ft2

Swet v optjecana površina vertikalnog repa ft2

cleanDc 0∆ prirast koeficijenta otpora pri nultom uzgonu za čistu konfiguraciju -

gearDc 0∆ prirast koeficijenta otpora pri nultom uzgonu za izvučeno

podvozje -

flapsLDc_0∆ prirast koeficijenta otpora pri nultom uzgonu za zakrilca

u položaju za slijetanje -

flapsTODc_0∆ prirast koeficijenta otpora pri nultom uzgonu za zakrilca

u položaju za polijetanje -

λ suženje krila -

λfg finesa za gondola -

λft finesa za trup -

λh suženje horizontalnog trupa -

τ korekcijski faktor krila -

τh korekcijski faktor horizontalnog repa -

τv korekcijski faktor vertikalnog repa -

161

9.2 Uvod

U ovom poglavlju biti će proračunate nove polare konačne konfiguracije zrakoplova te uspoređene sa onima dobivenima u drugome poglavlju ovoga projekta. Cijeli proračun se zasniva na određivanju opstrujavane površine zrakoplova, koja se u poglavlju 3. morala pretpostaviti. Ostali koeficijenti, koji se koriste u slijedećem proračunu, se preuzimaju iz poglavlja 2.

9.3 Opstrujavana površina zrakoplova

Opstrujavana površina zrakoplova sačinjena se od opstrujavanih površina komponenti

zrakoplova, i njen iznos jednak je sumi tih površina. Komponente koje utječu na opstrujavanu površinu su trpu, krila, gondole motora, horizontalni i vertikalni rep.

Određivanje opstrujavanih površina pojedinih komponenata:

a) Trup

df =5.886 ft - promjer trupa lft =46.65 ft - duljina trupa

==ft

ftf d

lλ 7.95ft - finesa trupa

Swet t ⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛+⋅⎟

⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛−⋅⋅⋅= 2

32

1121ff

ftf ldλλ

π (12.3)[2]

Swet t = 690 ft2

b) Krilo

Za optjecanu površinu krila koristimo jednadžbu (12.1) [2] za slijedeće vrijednosti:

S =327.181 ft2 - površina krila (t/c)r=0.1 - relativna debljina aeroprofila krila u korijenu

1=⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛=

tr ct

ctτ - korekcijski faktor krila

λ = 0.35 - suženje krila

162

Swet krila ⎥⎦

⎤⎢⎣

⎡+⋅+

⋅⎟⎠⎞

⎜⎝⎛⋅+⋅⋅=

λλτ

11

4112 exp_

rkrila c

tS (12.1)[2]

Swet krila = 557.6 ft2

c) Gondole motora

Opstrujavane površine gondola razdijeliti ćemo na tri karakteristične sekcije na oblogu kompresora i ventilatora, oblogu komora sagorijevanja i turbine i na oblogu izlaznog konusa. Slika 9.128 definira geometriju gondole motora, a sve naznačene vrijednost su očitane iz CAD modela.

Slika 9.1 Geometrija gondole

ln=1.748 ft

ll=4.12 ft

lg=0.883 ft

lp=0.755 ft

Dn=2.69 ft

Dhl=2.126 ft

Def =2.316 ft

Dg=2.067 ft

Deg=1.686 ft

Dp =0.715 ft

28 Slika 12.5 [2]

163

Opstrujavana površina prve sekcije gondole (obloga kompresora i ventilatora) nwetS :

⎥⎦

⎤⎢⎣

⎡⋅⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛−⋅+

⋅⋅

⋅+⋅+⋅⋅=n

ef

nnn

n

nnnwet D

Dll

DlDl

llDlS

n

1111 115.181.035.02 (12.5)[2]

=nwetS 13.973 ft2

Opstrujavana površina druge sekcije gondole motora (obloga komore sagorijevanja) :

⎥⎥⎥

⎦

⎤

⎢⎢⎢

⎣

⎡

⎟⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜⎜

⎝

⎛

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛⋅−⋅⎟

⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛−⋅−⋅⋅⋅=

35

18.011311

g

g

g

egggwet l

DDD

DlSg

π (12.6)[2]

=gwetS 5.643 ft2

Opstrujavana površina treće sekcije gondole motora (izlazni konus) :

ppwet DlSp

⋅⋅⋅= π7.0 (12.7)[2]

=pwetS 1.187 ft2

Ukupna opstrujavana površina za gondola motora :

pgne wetwetwetwet SSSS ++=

_

2803.20 ftSewet =

d) Opstrujavana površina horizontalnog repa :

Za izračunavanje opstrujavane površine horizontalnog repa upotrebljavamo identičnu jednadžbu kao i za krilo, (12.1) [2], za slijedeće vrijednosti:

Sh = 84.04 ft2 - površina horizontalnog repa (t/c)h= 0.09 - relativna debljina aeroprofila u korijenu horizontalnog

repa λh = 0.4 - suženje horizontalnog repa τh = 1 - korekcijski faktor horizontalnog repa

Swet h ⎥⎦

⎤⎢⎣

⎡+⋅+

⋅⎟⎠⎞

⎜⎝⎛⋅+⋅⋅=

h

hh

hh c

tSλλτ

11

4112 (12.1)[2]

164

Swet h =174 ft2

165

e) Opstrujavana površina vertikalnog repa

Sv =76.535 ft2 - površina vertikalnog repa (t/c)v =0.12 - relativna debljina aeroprofila u korijenu vertikalnog repa λv= 0.5 - suženje vertikalnog repa τv= 1 - korekcijski faktor vertikalnog repa

Swet v ⎥⎦

⎤⎢⎣

⎡+⋅+

⋅⎟⎠⎞

⎜⎝⎛⋅+⋅⋅=

v

vv

vv c

tSλλτ

11

4112 (12.1)[2]

Swet v=166 ft2

Ukupna opstrujavana površina iznosi :

Swet = Swet t + Swet krila + 2*Swet e + Swet h + Swet v

Swet =1629 ft2

Swet stat29 = 1597 ft2

statwet

statwetwetwet S

SSS

_

_−=∆

%2=∆ wetS < 10%

Iz gore navedenog proizlazi da opstrujavana površina prema statističkim podacima znatno se me razlikuje od ukupne opstrujavane površine, te dobiveni rezultat se nalazi unutar dozvoljenog odstupanja te nisu potrebne dodatne korekcije.

9.4 Nulti otpor zrakoplova

Prema dijagramu na slici 3.21[1] odredili smo ekvivalentnu parazitsku površinu zrakoplova (f’). Uvrštavanjem tog podatka u jednadžbu (3.20)[1],odredi ćemo nulti otpor (čiste konfiguracije) za male brzine.

29 Podatak izračunat u prvom poglavlju

166

S = 327 ft2 - površina krila f’ = 4.95 ft2 - nova vrijednost ekvivalentne parazitske površine

167

SfcD

''0 = (3.20)[1]

='0Dc 0.0151

9.5 Povećanje nultog otpora zrakoplova

Pri režimu polijetanja i slijetanja parazitnom otporu se dodaje i prirast otpora zbog izvučenih zakrilca i podvozja. U tablici su navedene vrijednosti otpora zakrilca i podvozja ovisno o konfiguraciji :

Konfiguracija ∆CD0i CD0i e

1 Čista 0 0.0155 0.83

2 Zakrilca u režimu polijetanja

(bez podvozja) 0.015 0.0305 0.77

3 Zakrilca u režimu polijetanja

(sa podvozjem) 0.031 0.0465 0.77

4 Zakrilca u režimu slijetanja

(bez podvozja) 0.060 0.0755 0.73

5 Zakrilca u režimu slijetanja

(sa podvozjem) 0.076 0.0915 0.73

Tablica 9.1 Prirast otpora i Oswaldov koeficijenti za razne konfiguracije30

CD0i određuje prema izrazu :

CD0i = CD0 + ∆CD0i

Gdje su : i=1,2,3,4,5,6 - i određuje konfiguraciju 0155.0' =+=

compressCDDODO CcC

4103.3 −⋅=compressCDC - otpor uslijed stlačivosti prema dijagramu 12.7[2]

∆CD0p = 0.016 - prirast otpora zbog utjecaja podvozja

30 Tablica 3.6 [1]

168

9.6 Polare zrakoplova

Postupak dobivanja novih polara zrakoplova potpuno je jednak postupku korištenom u poglavlju 2.3.1. Pošto smo odredili stvarne vrijednosti nultih otpora pri različitim položajima zakrilaca i podvozja, sada možemo odrediti polare zrakoplova za navedene slučajeve. Pri tome se koristi slijedeći izraz:

20 )(

1L

iiDD C

eACC ⋅

⋅⋅+=

π (3.19)[1]

Polara zrakoplova za čistu konfiguraciju

22

0 0511.00155.0 LTO

LDD c

eARccc

flaps

cleanclean+=

⋅⋅+=π

Polara zrakoplova za konfiguraciju pri polijetanju s uvučenim podvozjem

22

0 0551.00305.0____ L

TO

LDD c

eARccc

flaps

upgearTOupgearTO+=

⋅⋅+=π

Polara zrakoplova za konfiguraciju pri polijetanju sa izvučenim podvozjem

22

0 0551.00465.0____ L

TO

LDD c

eARccc

flaps

downgearTOdowngearTO+=

⋅⋅+=π

Polara zrakoplova za konfiguraciju pri slijetanju s uvučenim podvozjem

22

0 0581.00755.0____ L

L

LDD c

eARc

ccflaps

upgearLupgearL+=

⋅⋅+=π

169

Polara zrakoplova za konfiguraciju pri slijetanju s izvučenim podvozjem

22

0 0581.00915.0____ L

L

LDD c

eARccc

flaps

downgearLdowngearL+=

⋅⋅+=π

0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.40

0.5

1

1.5

2

2.5

3

3.5

4Polara zrakoplova

Koeficijent otpora Cd

Koe

ficije

nt u

zgon

a C

l

Clean konfiguracijaClean, Take-off flapsClean, Take-off flaps, gear downClean, Landing flapsClean, Landing flaps, gear down

Slika 9.1 Polara zrakoplova

Sada možemo odrediti nove omjere uzgona i otpora za dva režima leta zrakoplova, za

krstarenje cruiseD

L⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ i za kruženje

loiterDL⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ .

Novi omjer uzgona i otpora u režimu krstarenja :

170

=

⋅⋅

=⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

cr

crDcruise

eACD

L

π_0

121 17.78 (3.10)[2]

171

Novi omjer uzgona i otpora u režimu kruženja :

=

⋅⋅

=⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

ltr

ltrDloiter

eACD

L

π_0

121 12.20 (3.11)[2]

Analizom senzitivnosti u prvom poglavlju izračunato je da utjecaj promjene )/( DL na TOW

iznosi:

lbsDL

W

cruise

TO 8.1972-)/(∂

∂=

lbsDL

W

loiter

TO 56.202)/(∂

∂−=

Usporedba novih i vrijednosti iz Matching dijagrama za omjer uzgona i otpora iznosi:

282.0)/( −=∆ crziseDL 101.0)/( −=∆ loiterDL

Promjena ukupne poletne mase s obzirom na faktor senzitivnosti za slučaj krstarenja i kruženja prikazan postotkom iznosi:

lbsDL

WDLW TO

crTO 9.555)/(∂

∂)/( =∆=∆

lbsDL

WDLW TO

ltrTO 5.20)/(∂

∂)/( =∆=∆

%3(%) =∆

=∆TO

TOcrTO W

WW cr

%11.0(%) =∆

=∆TO

TOltrTO W

WW ltr

Razlika ukupne poletne težine za režim krstarenja i kruženja je manja od 5%, stoga nije potrebno novo dimenzioniranje zrakoplova. U Matlabu su dobivene razlike za težine EW i FW , koje su također znatno manji od 5%.

172

9.7 Zaključak

U ovom poglavlju izračunata je nova polara koja je bazirana na opstrujavanoj površini postojeće konfiguracije zrakoplova. Usporedbom te polare i one dobivene Matching dijagramom utvrđeno je da između njih ne postoje znatnije razlike. Analiza poletne mase preko faktora senzitivnosti koristeći novu polaru. je pokazala da nije potrebno ići u iteraciju određivanja masa zrakoplova, jer se WTO promjeno za 3%.

173

9.8 Literatura

[1] Roskam, J.; Airplane Design (Part I) : Preliminary sizing of airplanes, AIAA Education Series, New York, 1989.g.

[2] Roskam, J.; Airplane Design (Part II) : Preliminary configuration design and integration of the propulsion system, AIAA Education Series, New York, 1989.g.

[3] Janković, Mehanika leta zrakoplova ,Sveučilište u Zagrebu FSB 2002.

Podaci o zrakoplovu TIGRIS

Karakteristika Vrijednost

SI (US)Vanjske dimenzije

Raspon krila 15.096 m (49’6”)Duljina korijene tetive 2.982 m (9’9”)Duljina vršne tetive 1.043 m (3’5”)Vitkost krila 7.5Ukupna duljina zrakoplova 16.536 m (54’3”)Duljina trupa 14.184 m (46’6”)Promjer trupa 1,788 m (5’10”)Ukupna visina 6.133 m (20’1”)Raspon horizontalnog stabilizatora 6.306 m (20’8”)Raspon vertikalnog stabilizatora 3.390 m (11’1”)Razmak kotača glavnog podvozja 4.096 m (13’5”)Udaljenost između glavnog i prednjeg podvozja 4.888 m (16’)

Unutarnje dimenzijePutnička kabina-bez kokpita sa WC-om:Duljina 6.294 m (20’8”)Širina 1.7 m (5’7”)Visina 1.5 m (4’11”)Maksimalna širina prolaza 0.4 m (3’4”)Duljina prostora za prtljagu 1 m (3’3”)

PovršineKrilo 30.39 m2 (327 ft2)

174

Zakrilca 3.206 m2 (34.49 ft2)Krilca 1.648 m2 (17.73 ft2)Vertikalni stabilizator 7.56 m2 (81.34 ft2)Kormilo smjera 1.87 m2 (20.12 ft2)Horizontalni stabilizator 8.02 m2 (86.24 ft2)Kormilo visine 2.27 m2 (24.42 ft2)

MaseOperativna masa praznog zrakoplova 5202 kg (11468 lbs)Masa korisnog tereta 857 kg (1890 lbs)Masa goriva 2369 kg (5223 lbs)Poletna masa 8387 kg (18489 lbs)Masa pri slijetanju 7129 kg (15716 lbs)

Documents

Fakultet strojarstva i brodogradnje Seminarski rad iz kolegija