SVEUČILIŠTE U ZAGREBU FAKULTET PROMETNIH ZNANOSTIfiles.fpz.hr/Djelatnici/avidovic/Andrija-Vidovic--Zbirka-zadataka-OTZP-PL.pdf · Aeroprofil je smješten u subsonični aerotunel

SVEUČILIŠTE U ZAGREBU

FAKULTET PROMETNIH ZNANOSTI

doc. dr. sc. Andrija Vidović

Zbirka zadataka s riješenim primjerima iz kolegija Osnove

tehnike zračnog prometa i Performanse leta

Zagreb, 2016.

PREDGOVOR

Zbirka zadataka s riješenim primjerima namjenjena je studentima smijera zračnog

prometa preddiplomskog i diplomskog studija.

Zadaci koji su prezentirani u zbirci u potpunosti pokrivaju gradivo iz kolegija

Osnove tehnike zračnog prometa koji se izvodi na 5. semestru preddiplomskog studija i

kolegija Performanse leta koji se izvodi na 2. semestru diplomskog studija.

doc. dr. sc. Andrija Vidović

SADRŽAJ

1. ATMOSFERA ................................................................................................................... 1

1.1. Definicija standardne atmosfere ................................................................................. 2

1.2. Fizičke karakteristike zraka ........................................................................................ 2

2. IZRAČUN KOEFICIJENTA TLAKA .............................................................................. 6

3. ODNOS AERODINAMIČKIH KOEFICIJENATA……………………………………12

4. OSNOVE TEORIJE AEROPROFILA ............................................................................ 17

4.1. Inducirani otpor ............................................................................................................ 17

4.2. Ukupni otpor ................................................................................................................. 19

5. POTREBNA SNAGA NA SL I VISINI………………………………………………..21

6. PERFORMANSE KRSTARENJA ................................................................................. 28

7. PERFORMANSE POLIJETANJA……………………………………………………..36

8. PERFORMANSE SLIJETANJA……………………………………………………….42

9. PERFORMANSE PONIRANJA (SPUŠTANJA)……………………………………....47

LITERATURA .................................................................................................................... 50

1

1. ATMOSFERA

1.1. Definicija standardne atmosfere

• Atmosfera-plinoviti omotač koji se okreće zajedno sa Zemljom

• Standardna atmosfera (ISA/MSA)-međunarodno dogovorena vrijednost fizičkih

karakteristika zraka na razini mora

• Vrijednost standardne atmosfere:

SI EES

Tlak 101325 Pa 2116 lbf/ft2

Gustoća 1,225 kg/m3 2,377×10-3 slug/ft3

Temp. 288,16 K 518,69 °R

Odnos između EES i SI jedinica

EES SI

÷

×

atm 101325 Pa [N/m2]

inch 0,0254 m

ft 0,3048 m

ft2 (0,3048)2 m2

ft/s 0,3048 m/s

lbf 4,448 N

ftlbf/s (0,3048 x 4,448) W [Nm/s]

lbf/ft2 4,448 / (0,3048)2 Pa [N/m2]

hp(550 ftlbf/s) 745,69 W

gall 0,00379 m3

kt [Nm/h] 1852 / 3600 m/s

mi [mL] 1609,3 m

Nm 1852 m

lbm 0,4536 kg

slug 14,594 kg

slug/ft3 515,379 kg/m3

yard 0,9144 m

mi/h 88 / 60 ft/s

2

• Plinska konstanta:

EES SI

R = 1716 ftlbf/slug°R R = 287 J/kgK

• Gravitacija:

g = 32,2 ft/s2 g = 9,81 m/s2

• Temperature:

t0 = 518,69° R t0 = 288,15 K (15°C)

T = -3,5662 x 10-3°R/ft T = -6,5 x 10-3 K/m

0°C = 273,15 K = 32°F

0°F = 460°K

tK = t°C + 273,15 tK = (t°F + 459,67) / 1,8

tK = t°R / 1,8 t°C = tK – 273,15

t°R = tK x 1,8 t°C = (t°R / 1,8) – 273,15 t°C = (t°F – 32) / 1,8

1.2. Fizičke karakteristike zraka

Potrebne formule:

httth 0 - promjena temperature s visinom

1/

0

Rtg

o

h

ht

t - promjena gustoće s visinom (do 11 km)

RT

g

h

hT

TPP

0

0 - promjena tlaka s visinom (do 11 km)

11000

11000P

Phh

3

Primjer 1. Izračunati temperaturu, gustoću i tlak zraka na visini od 8700 metara.

h=8700 m

th=?; h=?; Ph=?

Khttth 6,2318700)105,6(15,288 3

0

3

1287105,6/81,91/

0 /483143,015,288

6,231225,1

3

mkgt

tRtg

o

h

h

Pa

T

TPP

RT

g

h

h 04367,3212015,288

6,231101325

287105,6

81,9

0

0

3

Primjer 2. Izračunati temperaturu, gustoću i tlak zraka na visini od 56700 ft.

h=56700 ft

th=?; h=?; Ph=?

Potrebno je prvo izračunati fizičke karakteristike zraka na 11000 [m], odnosno na 36

089,24 [ft].

Rhttt 98856,38924,36089)105662,3(69,518 3

024,36089

34

11716105662,3/2,32

3

1/

024,36089 /1005,769,518

98856,389103769,2

3

ftslugt

tRtg

o

h

2

1716105662,3

2,32

0

024,36089 /8590277,47169,518

98856,3892116

3

ftlbT

TPP f

RT

g

h

Zatim računamo vrijednosti na 56700 ft.

.98856,38956700 constRt

3476,20610

98856,3891716

2,32

4

24,3608956700 /10615,21005,7 ftslugeeh

TR

g

276,20610

98856,3891716

2,32

24,3608956700 /034026,175859,471 ftlbeePP f

hTR

g

4

Napomena: Za izračunavanje gustoće zraka na visinama većim od 11000 [m] može se

koristiti i formula:

11000

11000P

Phh

Izračun fizičkih karakteristika zraka do 11.000 m

Zadaci:

1.1. Izračunati fizičke karakteristike zraka na visini od 7 km.

R: T=242,71 K; p=4,1105·104 N/m2; ρ=5,9002·10-1kg/m3

1.2. Izračunati tlak, temperaturu i gustoću na visini od 4000 ft.

R: T=504,43˚R; p=1,8277·103 lbf/ft2; ρ=2,111·10-3 slugs/ft3

1.3. Izračunati fizičke karakteristike zraka na visini od 8,9 km.

R: T=230,39 K; p=3,126·104 N/m2; ρ=4,7269·10-1kg/m3



1.5. Izračunati fizičke karakteristike zraka na visini od 9400 m.

R: T=227,15 K; p=2,9017·104 N/m2; ρ=4,4504·10-1kg/m3



1.7. Izračunati fizičke karakteristike zraka na visini od 10 km.

R: T=223,26 K; p=2,65·104 N/m2; ρ=4,1351·10-1kg/m3




R: T=229,09 K; p=3,0346·104 N/m2; ρ=4,6148·10-1kg/m3

5



Izračun fizičkih karakteristika zraka iznad 11.000 m

Zadaci:


R: T=216,66 K; p=1,7934·104 N/m2; ρ=2,8837·10-1kg/m3




R: T=216,66 K; p=1,3950·104 N/m2; ρ=2,2430·10-1kg/m3




R: T=216,66 K; p=7,6847·103 N/m2; ρ=1,2357·10-1kg/m3




R: T=216,66 K; p=5,5293·103 N/m2; ρ=8,8909·10-2kg/m3




R: T=216,66 K; p=3,0494·103 N/m2; ρ=4,9034·10-2kg/m3



6

2. IZRAČUN KOEFICIJENTA TLAKA

Potrebne formule:

TRp

22

2

22

2

11

vp

vp

- Bernullijeva jednadžba

1V - specifičan volumen

2

2vq

- dinamički tlak

q

ppc p - koeficijent tlaka

TRa - brzina zvuka

a

vMa - Machov broj

2

0,

1 Ma

cc

p

p

- koeficijent tlaka

Primjer 1. Zrakoplov leti brzinom 220km/h na visini 1800 m. Na danoj točki krila tlak

iznosi 7,8×104 N/m2. Potrebno je izračunati brzinu struje u toj točki uz pretpostavku

nestlačivosti zraka.

v=220 km/h

h=1800 m

p2=7,8×104 N/m2

v2=?

Za h= 1800 [m]:

KT

mNp

45,276

/8744,81479 2

1

Gustoća na toj visini iznosi:

7

3/026956,145,276287

8744,81479mkg

TR

pTRp

Brzinu na datoj točki izračunavamo pomoću Bernoullijeve jednadžbe:

sm

vpp

vv

pv

p

/52626,102

1111,61026956,1

780008744,8147922

22

22

121

2

2

22

2

11

Primjer 2. Izračunati specifični volumen zraka na promatranoj točki iz prethodnog

zadatka.

kgmV /973752,0026956,1

11 3

Primjer 3. Pretpostavimo let zrakoplova pri brzini 90 m/s na visini od 4,2 km. Na točki

krila brzina zračne struje iznosi 103 m/s. Izračunati tlak na toj točki. Zanemariti svojstvo

stlačivosti.

v=90 m/s

h=4,2 km

v2=103 m/s

p2=?

Za h= 4200 [m]:

KT

mNp

85,260

/975,60033 2

1

3/80176,085,260287

975,60033mkg

TR

pTRp

Pa

vvppv

pv

p

16708,59028

103902

80176,0975,60033

222

222

2

2

112

2

22

2

11

8

Primjer 4. Aeroprofil je smješten u subsonični aerotunel u kojem je brzina strujanja 115

ft/s pri ISA-SL uvjetima. Ako na točku aeroprofila djeluje tlak od 2098 lbf/ft2, koliki je

koeficijent tlaka na toj točki?

v=115 ft/s

p=2098 lbf/ft2

cp=?

ISA-SL:

33

2

/103769,2

/2116

ftslug

ftlbp f

Dinamički tlak iznosi:

2232

/71725125,152

115103769,2

2ftlb

vq f

Prema tome koeficijent tlaka iznosi:

145238421,171725125,15

21162098

q

ppc p

Primjer 5. Ako je koeficijent tlaka u danoj točki aeroprofila cp,0= –0,485, koliko iznosi

koeficijent tlaka u istoj točki ako je temperatura 539 °R, a brzina zračnog toka raste na 720

ft/s?

cp,0= -0.485

T=539 °R

v=720 ft/s

cp=?

Brzina zvuka je jednaka:

sftTRa /9339,113753917164,1

Machov broj pri tome iznosi:

632726,09339,1137

720

a

vMa

Koeficijent tlaka pri danoj brzini je dakle:

9

62631,0632726,01

485,0

1 22

0,

Ma

cc

p

p

Zadaci:

2.1. Koliko iznosi brzina strujanja u točki na zadanom aeroprofilu u struji zraka brzine 200

ft/s, pri tlaku 2116 lbf/ft2 i gustoći 2,3769x10-3 slug/ft3? Na zadanoj točki tlak iznosi 1990

lbf/ft2.

R: v2= 382,12622 [ft/s]

2.2. Kroz ulaz konvergentne cijevi struji zrak brzinom 30 m/s. Brzina na izlazu iz cijevi

iznosi 52 m/s. Tlak na ulazu cijevi je 100000 N/m2, a temperatura je 340 K. Koliko iznosi

tlak na izlazu cijevi?

R: p2= 99075,63022 [Pa]

2.3. Zrakoplov leti brzinom 222 ft/s na standardnoj visini 3700 ft. Na danoj točki krila tlak

iznosi 1830 lbf/ft2. Potrebno je izračunati brzinu struje u toj točki uz pretpostavku


R: v2= 256,7141987 [ft/s]

2.4. Pretpostavimo let zrakoplova pri brzini 288 km/h na visini od 4,4 km. Na točki krila

brzina zračne struje iznosi 92 m/s. Izračunati tlak na toj točki. Zanemariti svojstvo

stlačivosti.

R: p2= 57667,0916347 [Pa]

2.5. Koliko iznosi brzina strujanja u točki na zadanom aeroprofilu u struji zraka brzine 120

mi/h, pri tlaku 2116 lbf/ft2 i gustoći 2,3769x10-3 slug/ft3? Na zadanoj točki tlak iznosi 2020

lbf/ft2.

R: v2= 334,2955 [ft/s]

2.6. Promjer ulaza konvergentne cijevi je 4 m2 i kroz ulaz struji zrak brzinom 72 km/h.

Brzina na izlazu iz cijevi iznosi 45 m/s. Tlak na ulazu cijevi je 1,14x105 N/m2, a

temperatura je 361 K. Koliko iznosi tlak na izlazu cijevi?

R: p2= 113 105,99666 [Pa]

2.7. Zrakoplov leti brzinom 163 mi/h na standardnoj visini 4500 ft. Na danoj točki krila

tlak iznosi 1780 lbf/ft2. Potrebno je izračunati brzinu struje u toj točki uz pretpostavku


R: v2= 264,80686 [ft/s]

10

2.8. Pretpostavimo let zrakoplova pri brzini 76 m/s na visini od 3,4 km. Na točki krila

brzina zračne struje iznosi 87 m/s. Izračunati tlak na toj točki. Zanemariti svojstvo

stlačivosti.

R: p2= 65818,3806 [Pa]

2.9. Pretpostavimo jedan aeroprofil u aerotunelu u kojoj je zračna struja brzine 40 m/s pri

ISA-SL uvjetima. Na danoj točki aeroprofila tlak iznosi (lokalni tlak) 9,7x104 N/m2. Koliki

je koeficijent tlaka na danoj točki?

R: cp= -4,413265

2.10. Ako se aeroprofil iz prethodnog zadatka(9) zamisli u istom zračnom tunelu pri

temperaturi 295 K i pri povećanju brzine zračnog toka na 200 m/s, koliko iznosi koeficijent

tlaka na danoj točki?

R: cp= -0,18063987

2.11. Pretpostavimo let zrakoplova malih brzina pri brzini 60 m/s i ISA/SL uvjetima ako je

brzina na danoj točki trupa 67 m/s. Koliki je koeficijent tlaka na danoj točki?

R: cp= -0,24694444

2.12. Aerotijelo je smješteno u subsonični aerotunel. Brzina strujanja u test sekciji

aerotunela je 90 ft/s pri ISA-SL uvjetima. Ako na točku aerotijela djeluje tlak 2108 lbf/ft2,

koliki je koeficijent tlaka na toj točki?

R: cp= -0,831044

2.13. Zamislite krilo smješteno u test-sekciju subsoničnog aerotunela. Brzina strujanja pri

ISA-SL uvjetima iznosi 143 ft/s. Lokalna brzina izmjerena na točki krila iznosi 178 ft/s.

Koliki je koeficijent tlaka na danoj točki?

R: cp= -0,5494156

2.14. Tlak na točki krila zrakoplova je 7,48x104 N/m2. Zrakoplov leti pri brzini 80 m/s na

standardnoj visini od 2100 m. Izračunati koeficijent tlaka na danoj točki.

R: cp= -1,1613843

2.15. Zrakoplov leti brzinom 60 m/s pri ISA-SL uvjetima. Brzina na danoj točki trupa

iznosi 280 ft/s. Koliki je koeficijent tlaka na danoj točki, te koliki je cp pri povećanju brzine

zrakoplova na 0,56 Ma?

R: cp= -1,023222, cp= -1,2350406 (pri Ma=0,56)

2.16. Na točki test sekcije aerotunela tlak zraka iznosi 0,66x105 N/m2, dok je temperatura

263 K. Koliki je specifični volumen zraka na promatranom dijelu?

R: V= 1,143652 [m3/kg]

11

2.17. Zrakoplov leti pri standardnim SL uvjetima. Temperatura na točki krila je 232 K.

Koliki je tlak te točke?

R: p2= 47452,53 [N/m2] 1

1

2

2

1

T

T

p

p 4,1

12

3. ODNOS AERODINAMIČKIH KOEFICIJENATA

Potrebne formule:

x

z

c

cF max - maksimalna finesa

2

3

max

x

z

c

cFP - maksimalan faktor penjanja

S

b2

- vitkost krila

Primjer 1. Izračunati maksimalnu finesu, faktor penjanja i aerodinamičku značajku za

zrakoplov sljedećih karakteristika: koeficijent profilnog otpora 0,021, Oswaldov

koeficijent 0,84 i vitkost krila 7,44.

Cx,0=0,021

E=0,84

=7,44

Fmax=?; FPmax=?;

max

x

z

c

c=?

max

max

0,max

X

Z

xix

c

cf

ccf

0,

0,

2 xx

xixx

cc

ccc

ecc

e

cc

xiZ

Zxi

2

xix ccFP3

10,max

0,

0,

4 xx

xixx

cc

ccc

ecc

cc

xiZ

xxi 0,3

max

2

3

max

x

Z

c

cFP

xix

X

Zcc

c

c30,

max

ecc

ccc

xiz

xixx 0,0,

3

1xxi cc

13

962967,13084,0

11217,1

11217,144,784,0063,0

084,0063,0021,0

063,0021,033

288378,15042,0

642112,0

642112,044,784,0021,0

042,0021,022

2

3

2

3

max

0

0

max

2

0

0

x

z

xiz

xixx

xxi

x

z

xizz

xi

xx

xxi

c

cFP

ecc

ccc

cc

c

cF

ecce

cc

cc

cc

745388,21028,0

3707234,0

3707234,044,784,0007,0

028,0007,0021,0

007,03

021,0

3

1

max

0

0

x

z

xiz

xixx

xxi

c

c

ecc

ccc

cc

Primjer 2. Izračunati aerodinamičke karakteristike zrakoplova noseće površine 19,7 m2,

razmaha krila 10,94 m, koeficijenta profilnog otpora 0,024 i Oswaldovog koeficijenta 0,88.

S=19,7 m2

b=10,94 m

cx,0=0,024

e=0,88

Fmax=?; FPmax=?;

max

x

z

c

c=?

0753096,67,19

94,10 22

S

b

14

227107,13048,0

634901,0

634901,007531,688,0024,0

048,0024,022

max

2

0

0

x

z

xizz

xi

xx

xxi

c

cF

ecce

cc

cc

cc

012374,12096,0

099681,1

099681,107531,688,0072,0

096,0072,0024,0

072,0024,033

2

3

2

3

max

0

0

x

z

xiz

xixx

xxi

c

cFP

ecc

ccc

cc

920071,18032,0

36656,0

36656,007531,688,0008,0

032,0008,0024,0

008,03

024,0

3

1

max

0

0

x

z

xiz

xixx

xxi

c

c

ecc

ccc

cc

Zadaci:

3.1. Pretpostavimo zrakoplov sa koeficijentom parazitnog otpora 0,025, vitkosti krila 6,54 i

Oswaldovim koeficijentom 0,83. Izračunati vrijednosti maksimalne finese i faktora

penjanja.

R: Fmax=13,0588, FPmax=12,0268

3.2. Izračunati najveće vrijednosti aerodinamičkih značajki finese i faktora penjanja za

zrakoplov noseće površine 18,35 m2, razmaha 10,52 m, koeficijenta profilnog otpora 0,027

i Oswaldovog koeficijenta 0,91.

R: Fmax=12,63518, FPmax=11,895

3.3. Izračunati najveće vrijednosti aerodinamičkih značajki finese i maksimalnog

aerodinamičkog koeficijenta za zrakoplov vitkosti 8,77, koeficijenta profilnog otpora 0,026


R: Fmax=15,0061, Cx

Cz=19,3617

3.4. Izračunati najveće vrijednosti aerodinamičkih značajki finese i faktora penjanja za

zrakoplov noseće površine 51,39 ft2, razmaha 32,89 ft, koeficijenta profilnog otpora 0,03 i

Oswaldovog koeficijenta 0,89.

15

R: Fmax=22,146, FPmax=29,0966




R: Fmax=16,8579, Cx

Cz=22,3093

3.6. Izračunati najveće vrijednosti aerodinamičkih značajki faktora penjanja i maksimalnog

aerodinamičkog koeficijenta za zrakoplov noseće površine 47,96 ft2, razmaha 29,78 ft,

koeficijenta profilnog otpora 0,028 i Oswaldovog koeficijenta 0,854.

R: FPmax=26,042 , Cx

Cz=22,09566

3.7. Pretpostavimo zrakoplov sa koeficijentom parazitnog otpora 0,029, vitkosti krila 7,56 i

Oswaldovim koeficijentom 0,87. Izračunati vrijednosti maksimalne finese i faktora

penjanja.

R: Fmax=13,34647, FPmax=13,38365


aerodinamičkog odnosa za zrakoplov noseće površine 22,32 m2, razmaha 13,12 m,


R: Fmax=13,8899, Cx

Cz=18,2795

3.9. Izračunati najveće vrijednosti aerodinamičkih značajki faktora penjanja i maksimalnog



R: FPmax=15,03992, Cx

Cz=17,1934

3.10. Izračunati najveće vrijednosti aerodinamičkih značajki faktora penjanja i

maksimalnog aerodinamičkog koeficijenta za zrakoplov noseće površine 52,7 ft2, razmaha

32,62 ft, koeficijenta profilnog otpora 0,029 i Oswaldovog koeficijenta 0,9.

R: FPmax=28,6809, Cx

Cz=22,2905

3.11. Izračunati najveće vrijednosti svih aerodinamičkih značajki za zrakoplov noseće

površine 16,12 m2, razmaha 10,87 m, koeficijenta profilnog otpora 0,02 i Oswaldovog

koeficijenta 0,79.

R: Fmax=15,0796, FPmax =13,3483, Cx

Cz=22,1297

3.12. Izračunati najveće vrijednosti svih aerodinamičkih značajki za zrakoplov vitkosti

krila 7,378, koeficijenta profilnog otpora 0,025 i Oswaldovog koeficijenta 0,82.

16

R: Fmax=13,786, FPmax =13,04586, Cx

Cz=18,9257


površine 174,16 ft2, razmaha 35,86 ft, koeficijenta profilnog otpora 0,025 i Oswaldovog

koeficijenta 0,8.

R: Fmax=13,62247, FPmax =12,81386, Cx

Cz=18,8128

3.14. Izračunati najveće vrijednosti svih aerodinamičkih značajki za zrakoplov vitkosti 7,4,


R: Fmax=12,88626, FPmax =12,4766, Cx

Cz=17,289


površine 19,65 m2, razmaha 11,13 m, koeficijenta profilnog otpora 0,029 i Oswaldovog

koeficijenta 0,83.

R: Fmax=11,9042, FPmax =11,27387, Cx

Cz=16,3285

17

4. OSNOVE TEORIJE AEROPROFILA

• Pri ustaljenom horizontalnom letu na zrakoplov djeluju slijedeće sile: težina G, sila

otpora Fx, uzgon Fz i vučna ili potisna sila FT.

• Težinu zrakoplova savladava sila uzgona, a otpore vučna sila formirana od pogonskog

sustava.

• Sila uzgona se najvećim dijelom formira pomoću krila.

• Predmet daljnje analize je izučavanje teorijskih performansi, a osnovna pitanja na koje

se mogu dobiti odgovori iz ove analize su:

1. Koja je max i min brzina a/c za određenu visinu

2. Kolika je potrebna duljina USS-e za polijetanje i slijetanje

3. Koliko je vrijeme penjanja do zadane visine.

Slika 1. Sile koje djeluju na zrakoplov u ustaljenom režimu letenja

4.1. Inducirani otpor

Potrebne formule:

2

2

1v - dinamički tlak

S

FC z

z

- koeficijent uzgona

e

CC z

xi

2

- koeficijent induciranog otpora

18

ii xx CSF - sila induciranog otpora

ixxx CCC 0

- ukupan koeficijent otpora

xx CSF - sila otpora

Primjer 1. Težina zrakoplova iznosi 9300N, noseća površina 16.8m2, vitkost krila =7.46 i

Oswaldov koeficijent 0.6. Potrebno je izračunati inducirani otpor zrakoplova, ako on leti

pri ISA-SL uvjetima brzinom 243km/h.

G=9300 N

S=16.8 m2

=7.46

e= 0.6

v=243 km/h

Fxi=?

s

m

s

m

h

kmv 5.67

3600

1000243

2

22 703.27905.67225.12

1

2

1

m

Nv

19836.08.16703.2790

9300

S

FC z

z

322

1079955.246.76.014.3

19836.0

e

CC z

xi

NCSFii xx 2536.1311079955.28.16703.2790 3

Zadaci:

4.1. Za zrakoplov zadanih parametara: razmah krila 30 ft, Oswaldov koeficijent 0,82,

noseće površine 170 ft2, koef. uzgona 0,6627, dinamički tlak 160 lbf/ft2, izračunajte

inducirani otpor.

Fxi=876,384 lbf

4.2. Zadan je zrakoplov sljedećih parametara: razmag krila 11m, Oswaldov koeficijent 0,8,

površina krila 16,15 m2, koef. uzgona 0,4291, dinamički tlak 1890,74 N/m2. Izračunajte

inducirani otpor.

19

Fxi=298,73 N

4.3. Površina krila zrakolpova iznosi 16 m2, vitkost 7,15, Oswaldov koeficijent 0,7,

zrakoplov leti pri ISA/SL uvjetima brzinom 212 km/h. Težina zrakoplova je 9100 N.

Koliki je inducirani otpor?

Fxi=155,044 N

4.4. Noseća površina zrakoplova iznosi 180 ft2, vitkost krila 7,2, Oswaldov koeficijent

0,65. Težina zrakoplova je 10000 N, a brzina kojom leti 230 ft/s. Koliki je inducirani

otpor?

Fxi=135,185 N

4.5. Za zrakoplov zadanih parametara: noseća površina 250 ft2, vitkost 8, Oswaldov

koeficijent 0,82, težina zrakoplova 7000 lbf te brzina leta 250 ft/s, izračunajte inducirani

otpor.

Fxi=64,052 lbf

4.2. Ukupni otpor

Primjer 1. Težina zrakoplova iznosi 17985lbf, noseća površina 380ft2, vitkost krila =8.3,

Oswaldov koeficijent 0.83 i koeficijent profilnog otpora 0.025. Potrebno je izračunati

ukupni otpor zrakoplova, ako on leti pri ISA-SL uvjetima brzinom 273,3 km/h.

G=17985 lbf

S=380 ft2

=8.3

e=0.83

Cx0=0.025

v=273.3 ft/s

Fx=?

2

232 7687.883.273103769.22

1

2

1

ft

lbv

f

Fz=G

53317.03807687.88

17985

S

FC z

z

03814.03.883.014.3

53317.0025.0

22

00

e

CCCCC z

xxxx i

20

fxx lbCSF 5425.128603814.03807687.88

Zadaci:

4.6. Zrakoplov težine 5550 lbf leti pri ISA SL uvjetima brzinom 220 mi/h. Pri toj brzini

finesa je maksimalna. Noseća površina iznosi 210 ft2, a vitkost krila 8,6. Oswaldov

koeficijent je 0,8. Potrebno je izračunati ukupan otpor zrakoplova.

Fx=109,76 lbf

4.7. Za zrakoplov težine 13,12 kN, noseće površine 16,17 m2, vitkosti krila 9, Oswaldov

koeficijent 0,82, koji leti brzinom od 200 km/h potrebno je izračunati ukupan otpor

zrakoplova.

Fx=485,809 N

4.8. Za zrakoplov su poznati sljedeći podaci: površina krila 80 m2, vitkost krila 9,3,

Oswaldov koeficijent 0,85, težina 88 kN, koeficijent profilnog otpora 0,024. Visina na

kojoj leti zrakoplov iznosi 5400 m, a brzina leta 195 km/h. Kolika je ukupna sila otpora?

Fx=5839,25 N

4.9. Noseća površina zrakoplova iznosi 215 ft2, vitkost krila 5, Oswaldov koeficijent 0,82,

težina zrakoplova 3000 lbf, koeficijent profilnog otpora 0,023. Visina leta je 3000 m, a

brzina kojom se zrakoplov kreće iznosi 114 ft/s. Kolika je ukupna sila otpora?

Fx=299,94 lbf

4.10. Za zrakoplov s parametrima: noseća površina 200 m2, vitkost krila 9, Oswaldov

koeficijent 0,9, težine 7×105 N, treba izračunati ukupan otpor, ako koeficijent profilnog

otpora iznosi 0,006, a zrakoplov leti na visini 4200 m, brzinom od 90 m/s.

Fx=33547,3 N

21

5. POTREBNA SNAGA NA SL I NA VISINI

Slika 2. Penaudov dijagram – zrakoplov sa klipnim motorom

22

Slika 3. Penaudov dijagram – zrakoplov sa mlaznim motorom

Potrebne formule:

2

0

2

vS

Gcz

- koeficijent uzgona

S

b2

- vitkost krila

e

ccc z

xx

2

0, - ukupan koeficijent otpora

x

z

c

cF max - maksimalna finesa

F

GTp 0 - potrebna vučna sila

23

vTP pp 00 - potrebna snaga

Primjer 1. Izračunati potrebnu snagu zrakoplova za horizontalni let pri ISA-SL uvjetima i

na visini 3,5 km. Zadani su sljedeći parametri: noseća površina 16,3 m2, razmah 10,98 m,

Oswaldov koeficijent 0,82, operativna težina 13,3 kN, koeficijent profilnog otpora 0,03.

Brzina leta pri ISA-SL uvjetima iznosi 70 m/s.

h=3,5 km

S=16,3 m2

b=10,98 m

e=0,82

G=13,3 kN

cx,0=0,03

v=70 m/s

Pp0=?

2718704,0703,16225,1

133002222

0

vS

Gcz

396344,73,16

98,10 22

S

b

0338792,0396344,782,014,3

27187,003,0

22

0,

e

ccc z

xx

0246968,803388,0

27187,0

x

z

c

cF

NF

GTp 3834873,1657

0246968,8

133000

WvTP pp 8441089,116016703834873,165700

Primjer 2. Za proračun potrebne snage na visini leta H = 3500 [m] potrebno je izračunati

korekcijski faktor KF1, za što je potrebno izračunati gustoću zraka na visini krstarenja:

Khttth 4,2653500)105,6(15,288 3

0

3

1287105,6/81,91/

0 /8630324,015,288

4,265225,1

3

mkgt

tRtg

o

h

h

24

1913915,18630324,0

225,11 0

h

KF

WKFPP pph 4803126,1382211913915,18441089,11601610

Primjer 3. Izračunati potrebnu snagu zrakoplova za horizontalni let pri ISA-SL uvjetima i

na visini 20 000 ft sljedećih parametara: brzina leta 250 ft/s, razmaha 35,8 ft, noseće

površine 174 ft2, operativne težine 2950 lbf, koeficijenta profilnog otpora 0,025,


h=20000 ft

v=250 ft/s

b=35,8 ft

S=174 ft2

G=2950 lbf

cx,0=0,025

e=0,8

Pp0=?; Pph=?

2282506,0250174103769,2

295022232

0

vS

Gcz

365747,7174

8,35 22

S

b

0278143,0365747,78,014,3

2282506,0025,0

22

0,

e

ccc z

xx

2062368,80278143,0

2282506,0

x

z

c

cF

fp lbF

GT 48268,359

2062368,8

29500

sftlbvTP fpp /67056,8987025048268,35900

Izračunavamo korekcijski faktor KF1:

Rhttth 366,44720000)105662,3(69,518 3

0

3

11716105662,3/2,32

3

1/

0 /0012654,069,518

366,447103769,2

3

ftslugt

tRtg

o

h

h

25

3705627,10012654,0

103769,21

30

h

KF

sftlbKFPP fpph /38566,1231733705627,167056,8987010

Zadaci:

5.1. Izračunati potrebnu snagu zrakoplova na SL-uvjetima i na visini leta 14107,6 ft za

zrakoplov sljedećih parametara: noseća površina iznosi 175 ft2, razmaha 36,02 ft,

Oswaldovog koeficijenta 0,81, težine zrakoplova 2977 lbf, brzine 360,9 ft/s, koeficijenta

parazitnog otpora 0,024.

R: Pp0=241772,3941184 ftlbf/s, Pph=300487,5901 ftlbf/s

5.2. Izračunati potrebnu snagu zrakoplova za horizontalni let pri ISA-SL uvjetima i na

visini 3 km. Zadani su sljedeći parametri: noseća površina 15,9 m2, razmah 10,98 m,

Oswaldov koeficijent 0,8, operativna težina 12,9 KN, koeficijent profilnog otpora 0,025.

Brzina leta pri ISA-SL uvjetima iznosi 432 km/h.

R: Pp0=429430,4921 W, Pph=498530,728 W


visini 19500 ft, pri brzini od 853 ft/s, razmaha 55,8 ft, noseće površine 332 ft2, operativne

težine 21 000 lbf, koeficijenta profilnog otpora 0,026, Oswaldovog koeficijenta 0,84.


5.4. Izračunati potrebnu snagu zrakoplova Fairchild Republic A-10. Zadani su sljedeći

parametri: noseća površina 47 m2, vitkost krila 6,5, Oswaldov koeficijent 0,87 , operativna

težina 103047 N, koeficijent parazitnog otpora 0,032. Izračunati potrebnu snagu za režim

horizontalnog leta za ISA-SL i na standardnoj visini od 5 km. Računska brzina iznosi 200

m/s.

R: Pp0=7473413,606 W, Pph=9642416,72103 W

5.5. Izračunati potrebnu snagu zrakoplova na ISA-SL i ISA-visini 16030 ft. Zadani su

sljedeći parametri: noseća površina 678,9 ft2, razmah 86,55 ft, Oswaldov koeficijent 0,86,

operativna težina 45220 lbf, koeficijent profilnog otpora 0,024 , brzina leta (ISA-SL) 312

ft/s.



visini 3,5 km. Zadani su sljedeći parametri: noseća površina 16,2 m2, razmah 10,95 m,



26

R: Pp0=181375,3918 W, Pph=216089,0976 W


visini 14100 ft sljedećih parametara: brzina leta 696 ft/s, vitkosti 6,8, noseće površine 535

ft2, operativne težine 24222 lbf, koeficijenta profilnog otpora 0,033, Oswaldovog

koeficijenta 0,82.


5.8. Izračunati potrebnu snagu zrakoplova pri ISA-SL uvjetima i na visini 4,2 km. Zadani

su sljedeći parametri: noseća površina 30,12 m2, razmah 16,49 m, Oswaldov koeficijent

0,89, operativna težina 101,33 KN, koeficijent profilnog otpora 0,026. Brzina leta pri ISA-

SL uvjetima iznosi 333 km/h.

R: Pp0=710699,3706 W, Pph=878479,832 W


visini 9186,4 ft sljedećih parametara: brzina leta 229,66 ft/s, vitkosti 7,582, noseće

površine 171,1461 ft2, operativne težine 2810,25 lbf, koeficijenta profilnog otpora 0,03,



5.10. Zadani su sljedeći parametri zrakoplova: noseća površina 16,1 m2, razmah 10,93,

Oswaldov koeficijent 0,81, operativna težina 12,9 KN, koeficijent parazitnog otpora 0,025.

Izračunati potrebnu snagu za režim horizontalnog leta za ISA-SL i na standardnoj visini od

2,9 km. Računska brzina iznosi 120 m/s.

R: Pp0=433294,6573 W, Pph=500434,965 W


visini 9514,43 ft sljedećih parametara: brzina leta 393,7 ft/s, vitkosti 7,15, noseće površine

173,3 ft2, operativne težine 2900,17 lbf, koeficijenta profilnog otpora 0,024, Oswaldovog

koeficijenta 0,8.

R: Pp0= 307411,03 ftlbf/s, Pph=355081,509 ftlbf/s





R: Pp0=389527,571 W, Pph=461668,9016 W


sljedeći parametri: noseća površina 410 ft2, razmah 58,62 ft, Oswaldov koeficijent 0,83,

operativna težina 46129 lbf, koeficijent profilnog otpora 0,023 , brzina leta (ISA-SL) 303

ft/s.


27



Oswaldov koeficijent 0,89, operativna težina 102,55 KN, koeficijent profilnog otpora

0,026. Brzina leta pri ISA-SL uvjetima iznosi 325 km/h.

R: Pp0=572009,3788645 W, Pph=726178,0785083 W

5.15. Izračunati potrebnu snagu zrakoplova na SL-uvjetima i na visini leta 11154,86 ft za

zrakoplov sljedećih parametara: noseća površina iznosi 174,05 ft2, razmaha 36,024 ft,

Oswaldovog koeficijenta 0,81, težine zrakoplova 2949,6 lbf, brzine 262,47 ft/s, koeficijenta




visini 3 km. Zadani su sljedeći parametri: noseća površina 16,15 m2, razmah 10,9 m,



R: Pp0=207491,74 W, Pph=240879,5134 W


sljedeći parametri: noseća površina 325 ft2, razmah 58,3 ft, Oswaldov koeficijent 0,87,

operativna težina 20700 lbf, koeficijent profilnog otpora 0,025 , brzina leta 765 ft/s.

R: Pp0=4397239,527ftlbf/s, Pph=6083385,9514 ftlbf/s


visini 3900 m. Zadani su sljedeći parametri: noseća površina 40,6 m2, vitkost 7,19,

Oswaldov koeficijent 0,83, operativna težina 99 KN, koeficijent profilnog otpora 0,031.

Brzina leta pri ISA-SL uvjetima iznosi 390 km/h.

R: Pp0= 1174174,4455 W, Pph= 1428535,887 W

5.19. Izračunati potrebnu snagu zrakoplova na SL-uvjetima i na visini leta 19000 ft za

zrakoplov sljedećih parametara: noseća površina iznosi 539,7 ft2, razmaha 68,2 ft,

Oswaldovog koeficijenta 0,89, težine zrakoplova 42536 lbf, brzine 407 ft/s, koeficijenta


R: Pp0=1498432,88182 ftlbf/s, Pph= 2019241,6464891 ftlbf/s


visini 3700 m. Zadani su sljedeći parametri: noseća površina 16,21 m2, razmah 10,97 m,



R: Pp0=177211,57576 W, Pph=213347,42 W

28

6. PERFORMANSE KRSTARENJA

Specifična potrošnja goriva

Potrebne formule:

bg VG - težina goriva

gGGG 1 - težina zrakoplova bez goriva

1

maxmax lnG

GF

cD

l

- maksimalan dolet

GGSFP

cI

l

112

1

maxmax

- maksimalna istrajnost

Primjer 1. Izračunati najveći dolet i istrajnost za jednomotorni stapni zrakoplov sljedećih

referenci: noseća površina 16 m2, efikasnost propelera 0,81, specifična potrošnja goriva

273,7 g/kWh, kapacitet spremnika za gorivo 273,5 litara, operativna težina 13,35 kN,

vitkost krila 6,9, Oswaldov koeficijent 0,8, koeficijent profilnog otpora 0,024 i specifična

težina avionskog benzina 6627,7 N/m3.

S=16 m2

=0,81

cl=273,7 g/kWh

Vg=273,5 l

G=13,35 kN

=6,9

e=0,8

cx,0=0,024

=6627,7 N/m3

Dmax=?; Imax=?

g

gVVG

m

N

m

kg

skNhgc

mkWhgc

g

t

l

33

1

1

360010001000

81,9//

360010001000

81,9//

29

Maksimalna finesa i faktor penjanja dobiju se na sljedeći način:

303958,12096,0

11740529,1

11740529,19,68,0072,0

096,0072,0024,0

072,0024,033

440297,13048,0

645135,0

645135,09,68,0024,0

048,0024,022

2

3

2

3

max

0

0

max

2

0

0

x

z

xiz

xixx

xxi

x

z

xizz

xi

xx

xxi

c

cFP

ecc

ccc

cc

c

cF

ecce

cc

cc

cc

Specifična potrošnja goriva:

1710458325,7360010001000

81,9/7,273

mkWhgcl

Težina zrakoplova bez goriva iznosi:

NGGG

NVG

g

bg

32405,1153767595,181213350

67595,18127,66272735,0

1

Najveći dolet klipnog zrakoplova zadanih performansi iznosi:

mG

GF

cD

l

04322,213007232405,11537

13350ln440297,13

10458325,7

81,0ln

7

1

maxmax

Najveća istrajnost klipnog zrakoplova iznosi:

h

GGSFP

cI

l

2244,1513350

1

32405,11537

1

16225,12303958,1210458325,7

81,0112

7

1

maxmax

30

Primjer 2. Izračunati najveći dolet i istrajnost za jednomotorni stapni zrakoplov zadanih

parametara: noseća površina 175 ft2, efikasnost propelera 0,82, operativna težina 3000 lbf,

specifična potrošnja goriva 0,44 lbf/hph, kapacitet spremnika za gorivo 45 gall, specifična

težina avionskog benzina 5,65 lbf/gall, visina leta 15000 ft, maksimalna finesa 13,7, te

maksimalni faktor penjanja 12,7.

S=175 ft2

=0,82

G=3000 lbf

cl=0,44 lbf/hph

Vg=45 gall

b=5,65 lbf/gall

h=15000 ft

Fmax=13,7

FPmax=12,7

Dmax=?; Imax=?

1710222222,23600550

1/44,0

fthphlbc fl

fg

fbg

lbGGG

lbVG

75,274525,2543000

25,25465,545

1

Gustoća zraka na zadanoj visini iznosi:

33 /104947,115000 ftslugfth

ftD 3857,447687475,2745

3000ln7,13

10222222,2

82,07max

h7826273000

1

752745

117510494712712

102222222

820I 3

7,

,,,

,

,max

Primjer 3. Za zrakoplov sljedećih parametara potrebno je izračunati najveći dolet i

istrajnost. Noseća površina 29,5 m2, operativna težina 89,7 kN, visina leta 7700 m,

kapacitet spermnika za gorivo 4240 litara, specifična težina kerozina 7828 N/m3,

specifična potrošnja goriva 6,14×104 g/kNh. Maksimalna finesa je 16,00, dok je

maksimalni aerodinamički koeficijent 23,5.

S=29,5 m2

G=89,7 kN

h=7700 m

V=4240 l

ker=7828 N/m3

ct=6,14×104 g/kNh

31

Fmax=16

max

x

z

C

C=23,5

Dmax=?; Imax=?

144 1067315,1360010001000

81,9/1014,6

skNhgct

NGGG

NVG

g

g

28,5650972,3319089700

72,33190782824,4

1

ker

3/5435859,07700 mkgmh

Najveći dolet mlaznog zrakoplova zadanih performansi iznosi:

m

GGSc

c

cD

x

z

t

926,612915028,5650989700

5,295435859,0

835,23

1067315,1

18141

max

max

Najveća istrajnost mlaznog zrakoplova iznosi:

hG

GF

cI

t

274,1228,56509

89700ln16

1067315,1

1ln

14

1

maxmax

Primjer 4. Izračunati najveći dolet i istrajnost za mlazni zrakoplov sljedećih referenci:

noseća površina 311 ft2, vitkost krila 9,4, koeficijent profilnog otpora 0,029, Oswaldov

koeficijent 0,85, operativna težina 22100 lbf, kapacitet spermnika za gorivo 1116 gall,

specifična težina kerozina 6,67 lbf/gall, specifična potrošnja goriva 0,6 lbf/lbfh.

S=311 ft2

=9,4

cx0=0,029

e=0,85

G=22100 lbf

V=1116 gall

ker=6,67 lbf/gall

ct=0,6 lbf/lbfh

Dmax=?; Imax=?

Maksimalni aerodinamički koeficijent dobije se na sljedeći način:

32

151253,1803867,0

49259,0

49259,04,985,00096667,0

03867,00096667,0029,0

0096667,03

029,0

3

1

max

0

0

x

z

xiz

xixx

xxi

c

c

ecc

ccc

cc

Fmax se izračunava isto kao u primjeru 1.

710226,14max F

141066667,13600

1/6,0 shlblbc fft

fg

fg

lbGGG

lbVG

28,1465672,744322100

72,744367,61116

1

ker

ftD 195,988751328,1465622100311103769,2

8151253,18

1066667,1

134max

hI 06934,1028,14656

22100ln710226,14

1066667,1

14max

Zadaci:

ZRAKOPLOV S KLIPNIM MOTOROM

6.1. Izračunati maksimalni dolet i istrajnost jednomotornog klipnog zrakoplova pri ISA-SL

uvjetima sljedećih parametara: operativna težina 13,25 kN, maksimalna finesa 13,42,

maksimalni faktor penjanja 12,77, specifična potrošnja goriva273,8 g/kWh, noseće

površine 16,24 m2, koeficijent efikasnosti propelera 0,8. Specifična težina avionskog

benzina iznosi 6627,3 N/m3, a kapacitet spremnika za gorivo iznosi 256 litara.

R: Dmax= 1 971 589,184 [m], Imax= 14,779 [h]

6.2. Izračunati najveći dolet i istrajnost za jednomotorni stapni zrakoplov zadanih

parametara: noseća površina 16,16 m2, efikasnost propelera 0,83, operativna težina 13,1

kN, specifična potrošnja goriva 273,1 g/kWh, kapacitet spremnika za gorivo 270 litara,

specifična težina avionskog benzina 6628 N/m3, visina leta 3800 m, maksimalna finesa

12,81, te maksimalni faktor penjanja 12,5.

R: Dmax= 2 098 551,008 [m], Imax= 134056 [h]

33

6.3. Izračunati najveći dolet i istrajnost za jednomotorni stapni zrakoplov sljedećih

referenci: noseća površina 16,3 m2, efikasnost propelera 0,81, specifična potrošnja goriva

274 g/kWh, kapacitet spremnika za gorivo 244 litre, operativna težina 13,3 kN, vitkost

krila 6,8, Oswaldov koeficijent 0,8, koeficijent profilnog otpora 0,022 i specifična težina

avionskog benzina 6627 N/m3.

R: Dmax= 1 959 749,4266 [m], Imax= 13,75223 [h]

6.4. Izračunati najveći dolet i istrajnost zrakoplova zadanih parametara: noseća površina

15,98 m2, vitkost krila 7,1, koeficijent profilnog otpora 0,029, Oswaldov koeficijent 0,82,

operativna težina 13 kN, visina leta 4600 m, efikasnost propelera 0,82, kapacitet spremnika

za gorivo 279 litara, specifična težina avionskog benzina 6627,8 N/m3, specifična potrošnja

goriva 273,5 g/kWh.

R: Dmax= 2 119 796,6522 [m], Imax= 12,9355 [h]

6.5. Izračunati maksimalni dolet i istrajnost jednomotornog klipnog zrakoplova pri ISA-SL

uvjetima sljedećih parametara: operativna težina 3210 lbf, maksimalna finesa 13,2,

maksimalni faktor penjanja 12,88, specifična potrošnja goriva 0,4 lbf/hph, noseće površine

180 ft2, koeficijent efikasnosti propelera 0,8. Specifična težina avionskog benzina iznosi

5,64 lbf/gall, a kapacitet spremnika za gorivo iznosi 56 gall.

R: Dmax= 5 414 125,9629 [ft], Imax= 12,295 [h]

6.6. Izračunati najveći dolet i istrajnost za jednomotorni stapni zrakoplov zadanih

parametara: noseća površina 187 ft2, efikasnost propelera 0,83, operativna težina 3400 lbf,

specifična potrošnja goriva 0,43 lbf/hph, kapacitet spremnika za gorivo 48 gall, specifična

težina avionskog benzina 5,65 lbf/gall, visina leta 11000 ft, maksimalna finesa 12,6, te

maksimalni faktor penjanja 12,62.

R: Dmax= 4 002 964,14289 [ft], Imax= 7,7753 [h]


referenci: noseća površina 179 ft2, efikasnost propelera 0,81, specifična potrošnja goriva

0,41 lbf/hph, kapacitet spremnika za gorivo 60 gall, operativna težina 3100 lbf, vitkost krila

6,3, Oswaldov koeficijent 0,81, koeficijent profilnog otpora 0,025 i specifična težina

avionskog benzina 5,64 lbf/gall.

R: Dmax= 5 725 087,716 [ft], Imax= 12,29888 [h]

6.8. Izračunati najveći dolet i istrajnost zrakoplova zadanih parametara: noseća površina

190 ft2, vitkost krila 7,4, koeficijent profilnog otpora 0,02, Oswaldov koeficijent 0,8,

operativna težina 3500 lbf, visina leta 13000 ft, efikasnost propelera 0,82, kapacitet

spremnika za gorivo 64 gall, specifična težina avionskog benzina 5,65 lbf/gall, specifična

potrošnja goriva 0,45 lbf/hph.

R: Dmax= 5 999 049,8797 [ft], Imax= 10,02987 [h]


referenci: noseća površina 16,2 m2, efikasnost propelera 0,8, specifična potrošnja goriva

34

273,2 g/kWh, kapacitet spremnika za gorivo 263 litre, operativna težina 13,2 kN, razmah

krila 34,12 ft, Oswaldov koeficijent 0,82, koeficijent profilnog otpora 0,027 i specifična

težina avionskog benzina 6627,5 N/m3.

R: Dmax= 1 920 478,26966 [m], Imax= 14,2603 [h]

6.10. Izračunati najveći dolet i istrajnost zrakoplova zadanih parametara: razmah krila 10,6

m, vitkost krila 6,5, koeficijent profilnog otpora 0,026, Oswaldov koeficijent 0,81,

operativna težina 14,9008 kN, visina leta 4267,2 m, efikasnost propelera 0,83, kapacitet

spremnika za gorivo 52 gall, specifična težina avionskog benzina 5,64 lbf/gall, specifična

potrošnja goriva 0,42 lbf/hph.

R: Dmax= 4 520 971,791 [ft], Imax= 7,7669 [h]

ZRAKOPLOV S MLAZNIM MOTOROM

6.11. Izračunati najveći dolet i istrajnost mlaznog zrakoplova zadanih parametara pri ISA-

SL uvjetima: noseća površina 29 m2, operativna težina 91 kN, kapacitet spermnika za

gorivo 4238 litara, specifična težina kerozina 7838 N/m3, specifična potrošnja goriva

6,4.104 g/kNh. Maksimalna finesa je 16,6, dok je maksimalni aerodinamički koeficijent

23,4.

R: Dmax= 3 901 939,488 [m], Imax= 12,0083 [h]

6.12. Za zrakoplov sljedećih parametara potrebno je izračunati najveći dolet i istrajnost.

Noseća površina 29,8 m2, operativna težina 98,6 kN, visina leta 6800 m, kapacitet

spermnika za gorivo 4243 litara, specifična težina kerozina 7828 N/m3, specifična

potrošnja goriva 6,1.104 g/kNh. Maksimalna finesa je 16,9, dok je maksimalni

aerodinamički koeficijent 23,6.

R: Dmax= 5 523 828,705 [m], Imax= 11,6007 [h]

6.13. Izračunati najveći dolet i istrajnost za mlazni zrakoplov sljedećih referenci: noseća

površina 29,3 m2, razmah krila 16,8 m, koeficijent profilnog otpora 0,021, Oswaldov

koeficijent 0,87, operativna težina 88,1 kN, kapacitet spermnika za gorivo 4250 litara,

specifična težina kerozina 7829 N/m3, specifična potrošnja goriva 6,2.104 g/kNh.

R: Dmax= 4 097 638,792 [m], Imax= 13,80567 [h]

6.14. Izračunati najveći dolet i istrajnost mlaznog zrakoplova zadanih parametara: noseća

površina 28,7 m2, vitkost krila 9,8, koeficijent profilnog otpora 0,027, Oswaldov

koeficijent 0,83, operativna težina 94,4 kN, visina leta 7300 m, kapacitet spermnika za

gorivo 4230 litara, specifična težina kerozina 7838 N/m3, specifična potrošnja goriva

6,3.104 g/kNh.

R: Dmax= 4 686 084,895 [m], Imax= 10,7683 [h]

35

6.15. Izračunati najveći dolet i istrajnost za mlazni zrakoplov sljedećih referenci: razmah

krila 54 ft, vitkost krila 9,6, koeficijent profilnog otpora 0,024, Oswaldov koeficijent 0,91,

operativna težina 21700 lbf, kapacitet spermnika za gorivo 1117 gall, specifična težina

kerozina 6,67 lbf/gall, specifična potrošnja goriva 0,6 lbf/lbfh.

R: Dmax= 11 935 949,35 [ft], Imax= 11,85209 [h]


površina 315 ft2, vitkost krila 9,8, koeficijent profilnog otpora 0,03, Oswaldov koeficijent

0,83, operativna težina 19900 lbf, visina leta 23000 ft, kapacitet spermnika za gorivo 1120

gall, specifična težina kerozina 6,67 lbf/gall, specifična potrošnja goriva 0,62 lbf/lbfh.

R: Dmax= 14 313 215,94 [ft], Imax= 10,943 [h]

6.17. Izračunati najveći dolet i istrajnost mlaznog zrakoplova zadanih parametara pri ISA-

SL uvjetima: noseća površina 308 ft2, operativna težina 21000 lbf, kapacitet spermnika za

gorivo 1119 gall, specifična težina kerozina 6,66 lbf/gall, specifična potrošnja goriva 0,61

lbf/lbfh. Maksimalna finesa je 15,8, dok je maksimalni aerodinamički koeficijent 22,9.

R: Dmax= 12 741 665,52 [ft], Imax= 11,353 [h]


Noseća površina 320 ft2, operativna težina 22400 lbf, visina leta 25000 ft, kapacitet

spermnika za gorivo 1121 gall, specifična težina kerozina 6,65 lbf/gall, specifična potrošnja

goriva 0,59 lbf/lbfh. Maksimalna finesa je 16,2, dok je maksimalni aerodinamički

koeficijent 23,6.

R: Dmax= 19 136 245,78 [ft], Imax= 11,111 [h]


površina 28,2 m2, vitkost krila 9,3, koeficijent profilnog otpora 0,022, Oswaldov

koeficijent 0,89, operativna težina 96 kN, kapacitet spermnika za gorivo 4247 litara,

specifična gustoća kerozina 799 kg/m3, specifična potrošnja goriva 6,25.104 g/kNh.

R: Dmax= 3 782 092,216 [m], Imax= 11,93806 [h]


Noseća površina 312 ft2, operativna težina 21300 lbf, visina leta 6400,8 m, kapacitet

spermnika za gorivo 1118 gall, specifična težina kerozina 6,68 lbf/gall, specifična potrošnja

goriva 0,6 lbf/lbfh. Maksimalna finesa je 16,4, dok je maksimalni aerodinamički koeficijent

21,0.

R: Dmax= 16 348 829,76 [ft], Imax= 11,80086 [h]

36

7. PERFORMANSE POLIJETANJA

Potrebne formule:

max0

22.12.1

z

polCS

Gvv

- brzina polijetanja

polsr vv 7.0 - srednja brzina polijetanja

2

2

161

16

b

h

b

h

- ground effect

sr

rv

PT

- raspoloživa vučna sila

max

2

2

1zsrz CvSF - sila uzgona

S

b2

- vitkost krila

e

CCCCC z

xxxx i

2

00 - ukupan koeficijent uzgona pri polijetanju

xsrx CvSF 2

2

1 - sila otpora

srzpolxrz

polFGFTCSg

Gd

max

244.1 - srednja dužina polijetanja

37

Primjer 1. Za zrakoplov sljedećih parametara potrebno je izračunati potrebnu duljinu za

polijetanje: nominalna snaga 171.5kW, efikasnost propelera 0.8, težina 12.7 kN, raspon

krila 10.92 m, noseća površina 16.2 m2, koeficijent profilnog otpora 0.023, Oswaldov

koeficijent 0.81, visina krila od podloge 1.25 m, koeficijent trenja pri polijetanju 0.029.

Maksimalan koeficijent uzgona iznosi 1.1.

P=171.5 kW

=0.8

G=12.7 kN

b=10.92 m

S=16.2 m

Cx0=0.023

e=0.81

hk=1.25 m

pol=0.029

Cz,max=1.1

dpol=?

smCS

Gvv

z

pol /933.401.12.16225.1

1270022.1

22.12.1

max0

smvv polsr /6533.28933.407.07.0

77035.0

92.10

25.1161

92.10

25.116

161

16

2

2

2

2

b

h

b

h

Nv

PT

sr

r 2792.47886533.28

8.0171500

NCvSF zsrz 136.89611.16533.282.16225.12

1

2

1 22

max

3609.72.16

92.10 22

S

b

072788.03609.781.014.3

1.177035.0023.0

22

00

e

CCCCC z

xxxx i

NCvSF xsrx 9695.592072788.06533.282.16225.12

1

2

1 22

38

md

d

FGFTCSg

Gd

pol

sr

pol

srzpolxrz

pol

378.265

136.896112700029.09695.5922792.47881.12.16225.181.9

1270044.1

44.1

2

2

max

Primjer 2. Za zrakoplov sljedećih parametara potrebno je izračunati potrebnu duljinu za

polijetanje: nominalna snaga 355hp, efikasnost propelera 0.78, težina 2810lbf, raspon krila

35.5ft, noseća površina 171.1ft2, koeficijent profilnog otpora 0.02, Oswaldov koeficijent

0.79, visina krila od podloge 4ft, koeficijent trenja pri polijetanju 0.02. Maksimalan

koeficijent uzgona iznosi 1.2.

P=355 hp

=0.78

G=2810 lbf

b=35.5 ft

S=171.1 ft2

Cx0=0.02

e=0.79

hk=4 ft

pol=0.02

Cz,max=1.2

dpol=?

sftCS

Gvv

z

pol /774.1282.11.171103769.2

281022.1

22.12.1

3

0 max

sftvv polsr /1418.90744.1287.07.0

7647.0

5.35

4161

5.35

416

161

16

2

2

2

2

b

h

b

h

f

sr

r lbv

PT 5048.1689

1418.90

78.0195250

fzsrz lbCvSF 7348.19822.11418.901.171103769.22

1

2

1 232

max

3656.71.171

5.35 22

S

b

39

08026.03656.779.014.3

2.17647.002.0

22

00

e

CCCCC z

xxxx i

fxsrx lbCvSF 6119.13208026.01418.901.171103769.22

1

2

1 232

ftd

d

FGFTCSg

Gd

pol

sr

pol

srzpolxrz

pol

74.469

7348.1982281002.06119.1325048.16892.11.171103769.22.32

281044.1

44.1

3

2

2

max

Zadaci:

7.1. Izračunati potrebnu duljinu staze za polijetanje za zrakoplov zadanih parametara:

oseća površina 16,17 m2, razmah 10,98 m,operativna težina 13,2 kN, Oswaldov koeficijent

0,81, keficijent profilnog otpora 0,022, raspoloziva snaga 171,55 kW, koeficijent trenja na

podlogu 0,023, koeficijent maksimalnog uzgona pri rulanju limitiran na 1,2, visina krila od

podloge 1,2 m.

R: dp=198,37 m

7.2. Izračunati potrebnu duljinu staze za polijetanje kod ISA-SL uvjeta za zrakoplov

zadanih parametara: noseća površina 29,54 m2, razmah 16,2 m, operativna težina 88,11

KN, Oswaldov koeficijent 0,83, koeficijent profilnog otpora 0,024, potisak 32,41 KN,

koeficijent trenja na podlogu je 0,02, koeficijent maksimalnog uzgona pri rulanju limitiran

je na 1,15, visina krila od razine staze je 1,88 m.

R: dp= 1092,694 m

7.3. Izračunati potrebnu duljinu staze za polijetanje za zrakoplov zadanih parametara:

potisak 2×16,25 KN, operativna težina 88,15 KN, noseća površina 29,59 m2, razmah 16,25

m, visina krila od podloge 1,8, Oswaldov koeficijent 0,81, koeficijent profilnog otpora

0,023, koeficijent trenja na podlogu 0,021, koef. maksimalnog uzgona pri rulanju 1,1.

R: dp= 1008,36 m

7.4. Za turboprop zrakoplov zadanih parametara potrebnom je izračunati potrebnu duljinu

staze za polijetanje. Zadani su: snaga motora 2x940 KW, operativne težine 75 KN,

efikasnosti elise 0,85, noseće površine 29,51 m2, vitkosti 10,6, visina krila od podloge 1,68

m, Oswaldov koeficijent 0,83, koef. profilnog otpora 0,023, koef. trenja na podlogu u

polijetanju 0,022, ograničenje koef. uzgona pri poljetanju 1,13.

R: dp= 713,7 m

40

7.5. Za zrakoplov zadanih parametara potrebnom je izračunati potrebnu duljinu staze za

polijetanje. Zadani su: snaga motora 2x960 KW, efikasnosti elise 0,84, noseće površine

29,55 m2, vitkosti 10,5, operativne težine 76 KN, Oswaldov koeficijent 0,82, koef.

profilnog otpora 0,023, koef. trenja na podlogu u poljetanju 0,022, ograničenje koef.

uzgona pri polijetanju 1,15 i visine krila od podloge 1,62 m.

R: dp= 710,9 m

7.6. Izračunati potrebnu dužinu staze za polijetanje za zrakoplov zadanih parametara:

noseća površina 315 ft2; razmah 15,94 m, operativna težina 19800 lbf, Oswaldov

koeficijent 0,82 koeficijent parazitnog otpora iznosi 0,02, potisak je 32,69 KN. Koeficijent

trenja na podlogu je 0,021. Koeficijent max. uzgona pri rulanju limitiran je na 1. Visina

krila od razine staze iznosi 6,5 ft.

R: dp= 1107,2 m

7.7. Izračunati potrebnu dužinu staze za polijetanje pri ISA-SL uvjetima za zrakoplov

zadanih parametara: noseća površina 315 ft2; razmah 52,3 ft, operativna težina 19700 lbf,

Oswaldov koeficijent 0,82 koeficijent parazitnog otpora iznosi 0,023, potisak je 7350 lbf.

Koeficijent trenja na podlogu je 0,021. Koeficijent max. uzgona pri rulanju limitiran je na

1,5. Visina krila od razine staze iznosi 6 ft.

R: dp= 2454,37 ft

7.8. Izračunati potrebnu dužinu staze za polijetanje pri ISA-SL uvjetima za zrakoplov

zadanih parametara: noseća površina 320 ft2; razmah 53,3 ft, visina krila od razine staze

iznosi 7 ft, operativna težina 19900 lbf, Oswaldov koeficijent 0,82 koeficijent parazitnog

otpora iznosi 0,023, potisak je 7450 lbf. Koeficijent trenja na podlogu je 0,021. Koeficijent

max. uzgona pri rulanju limitiran je na 1.

R: dp= 3580,2 ft


noseća površina 181,5 ft2; vitkost 6,25, operativna težina 3050 lbf, Oswaldov koeficijent

0,89, koeficijent parazitnog otpora iznosi 0,025, snage motora 340 hp, efikasnosti

propelera 0,82. Ograničenje koef. uzgona pri polijetanju je 1,15, a visina krila od podloge

je 3,5 ft. Koeficijent trenja na podlogu iznosi 0,04.

R: dp= 574,5055 ft

7.10. Za zrakoplov zadanih parametara: noseća površina 183 ft2; vitkost 6,3, operativna

težina 3150 lbf, Oswaldov koeficijent 0,84, koeficijent parazitnog otpora iznosi 0,022,

snage motora 350 hp, efikasnosti propelera 0,81. Ograničenje koef. uzgona pri polijetanju

je 1,1, a visina krila od podloge je 4 ft. Koeficijent trenja na podlogu iznosi 0,04. Izračunati

potrebnu dužinu staze za polijetanje.

R: dp= 652,4773 ft

41


noseća površina 16,25 m2 vitkost 6,3, operativna težina 3200 lbf, Oswaldov koeficijent

0,84, koeficijent parazitnog otpora iznosi 0,022, snage motora 360 hp, efikasnosti

propelera 0,82. Ograničenje koef. uzgona pri polijetanju je 1,1, a visina krila od podloge je

1,22 m. Koeficijent trenja na podlogu iznosi 0,04.

R: dp= 213 m

42

8. PERFORMANSE SLIJETANJA

Potrebne formule:

VGG

VGGGG gg

1

1 ;

max0

123.1

z

slCS

Gv

- brzina slijetanja

slsr vv 7.0 - srednja brzina slijetanja

xsrx CvSF 2

02

1 - sila otpora

srslxz

slGFCSg

Gd

10

2

1

max

69.1

- srednja dužina slijetanja

Primjer 1. Noseća površina zrakoplova iznosi 15.9m2, težina zrakoplova 12.5kN, volumen

spremnika goriva 272.5l, koeficijent profilnog otpora 0.02, koeficijent trenja pri sletanju

0.3. Specifična težina goriva iznosi =6628N/m3, a porast otpora zbog upotrebe

mehanizacije krila iznosi 10%. Potrebno je izračunati potrebnu duljinu za slijetanje.

S=15.9 m2

G=12.5 kN

V=272.5 l

Cx0=0.02

sl=0.3

g=6628 N/m3

10%

dsl=?

NVGG

VGGGG gg

87.106936628105.27512500

;

3

1

1

smCS

Gv

z

sl /2451.275.29.15225.1

87.1069323.1

23.1

max0

1

smvv slsr /0716.192451.277.07.0

022.0%1002.0%100

xx CC

43

NCvSF xsrx 9292.77022.00716.199.15225.12

1

2

1 22

0

md

d

GFCSg

Gd

sl

sr

sl

srslxz

sl

1217.123

87.106933.09292.775.29.15225.181.9

87.1069369.1

69.1

2

10

2

1

max

Primjer 2. Noseća površina zrakoplova iznosi 174ft2, težina zrakoplova 2855lbf, volumen

spremnika goriva 72gall, koeficijent profilnog otpora 0.023, koeficijent trenja pri sletanju

0.37. Težina goriva iznosi =5.6475lbf/gall, a porast otpora zbog upotrebe mehanizacije

krila iznosi 15%. Koeficijent uzgona prije dodira s podlogom iznosi 2,4, a nakon dodira je

jednak 0. Potrebno je izračunati potrebnu duljinu za sletanje.

S=174 ft2

G=2855 lbf

V=72 gall

Cx0=0.023

sl=0.37

g=5.6475 lbf/gall

Cz,max=2.4

15%

dsl=?

f

gg

lbVGG

VGGGG

38.24486475.5722855

;

1

1

sftCS

Gv

z

sl /3086.914.2174103769.2

38.244823.1

23.1

3

0

1

max

sftvv slsr /9161.633086.917.07.0

02645.0%15023.0%150

xx CC

fxsrx lbCvSF 3448.2202645.09161.63174103769.22

1

2

1 232

0

44

ftd

d

GFCSg

Gd

sl

sr

sl

srslxz

sl

47.341

38.244837.03448.224.2174103769.22.32

38.244869.1

69.1

3

2

10

2

1

max

Zadaci:

8.1. Izračunati potrebnu duljinu staze za slijetanje za zrakoplov zadanih parametara: noseća

površina 322 ft2, razmah 54,4 ft, operativna težina 19840 lbf, volumen spremnika za gorivo

1123 gall, specifična težina goriva 6,67 lbf/gall, koeficijent profilnog otpora 0,024, a zbog

uporabe mehanizacije krila dolazi do povećanja od 19%, koeficijent trenja na podlogu je

0,42. Do trenutka dodira ograničenje koeficijenta uzgona iznosi 2,1

R: ds=935,09 ft

8.2. Izračunati potrebnu duljinu staze za slijetanje zrakoplova u ISA-SL uvjetima slijedećih

parametara: kapacitet spremnika za gorivo iznosi 248 l, specifična težina avionskog

benzina iznosi 6628 N/m3 , operativna težina 13,15 KN, noseće površine 16,2 m2. Do

trenutka dodira ograničenje koeficijenta uzgona iznosi 2,5. Koeficijent profilnog otpora je

0,025, a zbog uporabe mehanizacije krila dolazi do povećanja od 20 %. Koeficijent trenja

na podlogu je 0,5.

R: ds= 78,35 m

8.3. Izračunati potrebnu duljinu staze za slijetanje kod ISA_SL uvjeta za zrakoplov zadanih

parametara: noseća površina 29,54 m2, razmah 16,2 m, operativna težina 88,11 KN,

volumen spremnika za gorivo 4235 l, specifična težina goriva 7837,5 N/m3, koeficijent

profilnog otpora 0,024, a zbog uporabe mehanizacije krila dolazi do povećanja od 15%,

koeficijent trenja na podlogu je 0,4. Do trenutka dodira ograničenje koeficijenta uzgona

iznosi 2,5.

R: ds= 255,6072 m

8.4. Izračunati potrebnu duljinu staze za slijetanje stapnog zrakoplova u ISA-SL uvjetima

slijedećih parametara: operativna težina 13,3 KN, kapacitet spremnika za gorivo iznosi 245

l, razmah iznosi 11 m, vitkosti 7,3, a specifična gustoća avionskog benzina iznosi 675,5

kg/m3. Do trenutka dodira ograničenje koeficijenta uzgona iznosi 2,6. Koeficijent profilnog

otpora je 0,022, a zbog uporabe mehanizacije krila dolazi do povećanja od 15 %.

Koeficijent trenja na podlogu je 0,44.

R: ds= 85,0399 m

8.5. Izračunati potrebnu duljinu staze za slijetanje zrakoplova zadanih parametara: noseća

površina 16,2 m2, operativna težina 13,25 KN, koeficijent profilnog otpora 0,023.

Kapacitet spremnika za gorivo je 247 l, specifična gustoća avionskog benzina je 675,5

kg/m3, do trenutka dodira ograničenje koeficijenta uzgona je 2,3. Koeficijent profilnog

45

otpora se povećava 22% zbog upotrebe mehanizacije krila kod slijetanja. Koeficijent trenja

na podlogu je 0,45.

R: ds= 95,37 m

8.6. Za zrakoplov zadanih parametara: operativna težina 13,275 KN, noseća površina 16,35

m2, koeficijent profilnog otpora 0,022 . Specifična gustoća avionskog benzina je 675,5

kg/m3, kapacitet spremnika za gorivo je 250 l, do trenutka dodira ograničenje koeficijenta

uzgona je 2,5. Koeficijent profilnog otpora se povećava 17% zbog upotrebe mehanizacije

krila kod slijetanja. Koeficijent trenja na podlogu je 0,44. Potrebno je izračunati potrebnu

duljinu za slijetanje.

R: ds= 89,12 m

8.7. Izračunati potrebnu duljinu staze za slijetanje zrakoplova slijedećih parametara:

kapacitet spremnika za gorivo iznosi 65.8 gall, specifična težina avionskog benzina iznosi

6628 N/m3 , operativna težina 13,15 KN, noseće površine 180 ft2. Do trenutka dodira

ograničenje koeficijenta uzgona iznosi 2,5. Koeficijent profilnog otpora je 0,025, a zbog

uporabe mehanizacije krila dolazi do povećanja od 20 %. Koeficijent trenja na podlogu je

0,5.

R: ds= 75,85 m

8.8. Izračunati potrebnu duljinu staze za slijetanje za zrakoplov zadanih parametara: noseća

površina 318 ft2, razmah 53,3 ft, operativna težina 19810 lbf, volumen spremnika za gorivo

1117 gall, specifična težina goriva 6,67 lbf/gall, koeficijent profilnog otpora 0,022, a zbog


0,44. Do trenutka dodira ograničenje koeficijenta uzgona iznosi 2,5.

R: ds= 764,96 ft

8.9. Za zrakoplov sljedećih parametara: težina pri slijetanju 2950 lbf, noseće površine 174

ft2, razmah 50 ft, spremnik za gorivo 65 gall, koeficijenta profilnog otpora 0,023, a zbog


0,4, do trenutka dodira ograničenje koeficijenta uzgona iznosi 2,6, potrebno je izračunati

potrebnu duljinu staze za slijetanje.

R: ds= 352,4763 ft

8.10. Izračunati potrebnu duljinu staze za slijetanje za zrakoplov zadanih parametara:

noseća površina 333 ft2, razmah 58,3 ft, operativna težina 19999 lbf, volumen spremnika za

gorivo 1120 gall, specifična težina goriva 6,67 lbf/gall, koeficijent profilnog otpora 0,023,

a zbog uporabe mehanizacije krila dolazi do povećanja od 21%, koeficijent trenja na

podlogu je 0,43. Do trenutka dodira ograničenje koeficijenta uzgona iznosi 2,4.

R: ds= 787,387 ft

8.11. Izračunati potrebnu duljinu staze za slijetanje za zrakoplov zadanih parametara:

noseća površina 29,51 m2, razmah 58,3 ft, operativna težina 88,2 KN, volumen spremnika

za gorivo 1120 gall, specifična težina goriva 6,67 lbf/gall, koeficijent profilnog otpora

46

0,023, a zbog uporabe mehanizacije krila dolazi do povećanja od 26%, koeficijent trenja na

podlogu je 0,41. Do trenutka dodira ograničenje koeficijenta uzgona iznosi 2,3.

R: ds= 271,111 m

47

9. PERFORMANSE SPUŠTANJA (PONIRANJA)

max

1

min

1

Ftg - najmanji kut planiranja

maxmax FHD - maksimalan dolet

Primjer 1. Izračunati najmanji kut planiranja i najveći dolet u režimu bezmotornog

planiranja za zrakoplov najveće finese 17,4 na visini leta od 4,9 km.

Fmax=17,4

hleta=4,9 km

min=?; D=?

max

min

1

Ftg

Najmanji kut planiranja iznosi:

2892427,34,17

11 1

max

1

min tgF

tg

Najveći dolet u režimu bezmotornog planiranja iznosi:

mFHD 852604,174900maxmax

Primjer 2. Izračunati najmanji kut planiranja i najveći dolet u režimu bezmotornog

planiranja za zrakoplov sljedećih parametara: razmah 11,6 m, noseća površina 17,4 m2,

koeficijent profilnog otpora 0,027, a Oswaldov koeficijent 0,9. Zrakoplov leti na visini od

3,3 km.

b=11.6 m

S=17,4 m2

Cx0=0,027

e=0,9

hleta=3,3 km

min=?; Dmax=?

22878,14054,0

768354,0

768354,0733333,79,0027,0

054,0027,022

max

2

0

0

x

z

xizz

xi

xx

xxi

c

cF

ecce

cc

cc

cc

48

733333,74,17

6,11 22

S

b

Najmanji kut planiranja iznosi:

0201426,422878,14

11 1

max

1

min tgF

tg

Najveći dolet u režimu bezmotornog planiranja iznosi:

mFHD 974,4695422878,143300maxmax

Zadaci:

9.1. Maksimalna finesa zrakoplova iznosi 11,6. Izračunajte najmanji kut planiranja i

najveći dolet zrakoplova mjereno duž zemlje (horizontalna projekcija ) ako bezmotorno

planiranje počinje s visine 8000 ft.

R: θmin=4,927˚, Dmax=92800 ft

9.2. Izračunati najmanji kut planiranja i najveći dolet u Cessne finese 14,3 s visine 2700 m.

R: θmin=4,0001˚, Dmax=38610 m

9.3. Izračunati najmanji kut planiranja i najveći dolet u režimu bezmotornog planiranja za

zrakoplov najveće finese 15,4 na visini leta od 12300 ft.

R: θmin=3,7153˚, Dmax=189420 ft


zrakoplov najveće finese 16,1 na visini leta od 4300 m.

R: θmin= 3,55417˚, Dmax= 69230 m


zrakoplov koji leti na visini 14435,7 ft. Razmah iznosi 35,89 ft, noseća površina 175,13

ft2, koeficijent profilnog otpora 0,026, a Oswaldov koeficijent 0,81.

R: θmin=4,263106˚, Dmax=193656,3879 ft


zrakoplov sljedećih parametara: razmah 12,2 m, noseća površina 18,3 m2, koeficijent

profilnog otpora 0,028, a Oswaldov koeficijent 0,89. Zrakoplov leti na visini od 4,2 km.

R: θmin= 4,014357˚, Dmax= 59847,291 m

49


zrakoplov sljedećih parametara: razmah 36,084 ft, noseća površina 175,452 ft2, koeficijent

profilnog otpora 0,027, a Oswaldov koeficijent 0,8. Zrakoplov leti na visini od 11483 ft.

R: θmin=4,35154˚, Dmax=150903,3737 ft



profilnog otpora 0,025, a Oswaldov koeficijent 0,8. Zrakoplov leti na visini od 3 km.

R: θmin= 4,2048 ˚, Dmax=40804,77 m


zrakoplov sljedećih parametara: razmah 35,76 ft, noseća površina 173,3 ft2, koeficijent

profilnog otpora 0,025, a Oswaldov koeficijent 0,81. Zrakoplov leti na visini od 12467,2 ft.

R: θmin=4,17386 ˚, Dmax=170838,0416 ft



profilnog otpora 0,029, a Oswaldov koeficijent 0,86. Zrakoplov leti na visini od 3,85 km.

R: θmin=4,32957 ˚, Dmax=50852,3477 m

50

LITERATURA

1. Anderson,. D. J.: Introduction to flight, Third edition, Mcgraw-Hill Company, New

York, 1989.

Documents

SVEUČILIŠTE U ZAGREBU FAKULTET PROMETNIH ZNANOSTIfiles.fpz.hr/Djelatnici/avidovic/Andrija-Vidovic--Zbirka-zadataka-OTZP-PL.pdf · Aeroprofil je smješten u subsonični aerotunel