Projekt samolotu

Turystycznego

Billionaire A-150

Projekt wykonali: Prowadzący:

Paweł Klimek dr inż. Andrzej Marcin Prochowski Gronczewski

Spis treści:

1. Wstępne przedstawienie konstrukcji………………………… 3

2. Analiza porównawcza……………………………………….. 3

3. Wymagania stawiane przed samolotem……………………... 4

4. Właściwości pilotażowe……………………………………... 4

5. Właściwości technologiczne………………………………… 4

6. Dobór zespołu napędowego…………………………………. 5

7. Dane silnika………………………………………………….. 5

8. Profil emisji………………………………………………….. 5

9. Profil skrzydła……………………………………………….. 6

10. Geometria usterzenia pionowego i poziomego……………… 7

11. Współczynnik obciążenia mocy……………………………... 8

12. Współczynnik obciążenia powierzchni nośnej………………. 8

13. Prędkość minimalna………………………………………….. 9

14. TOP – taking off parametr…………………………………… 9

15. Warunek wznoszenia………………………………………… 10

16. Opór tarcia i kształtu, opór indukowany oraz doskonałość aerodynamiczna…………………………………………...……11

17. Estymacja masy………………………………………………..12

18. Masy składowe samolotu…………………………………...…13

19. Wymiary poszczególnych elementów samolotu………………14

20. Dobór śmigła………………………………………………......16

21. Wywarzanie samolotu…………………………………...…….17

1. Zlecenie:

Zaprojektowanie wielozadaniowego samolotu dla 4 osób o zasięgu większym niż 400km.

1. Przeznaczenie samolotu:

Samolot będzie wykorzystywany głownie do lotów rekreacyjnych na małych odległościach.

1. Wstępne założenia:

Zależy nam na dużej stateczności, aby pasażerowie na pokładzie odczuwali komfort podróżowania.

1. Wstępne porównanie samolotu :

Tabela 1 Zestawienie porównanych

Typ samolotu	Cessna 170	Beechcraft Bonanza	Grumman American AA-1	Cessna 206	PZL - M20 Mewa
Silnik, producent	Avco Lycoming lub Continental O-300	Continenetal IO-520- BB	Lycoming O-235 -C2C	6-cylindrowy silnik boxer Lycoming IO-540-AC1A	2 x PZL-Franklin 6A-350C
Maksymalna moc	145 KM	290 KM	108 KM (80,6 kW)	224 kW (300 KM)	2 x 220 KM (162 kW)
Płatowiec	4 osobowy, górnopłat	dolnopłat	dolnopłat / dwuosobowy	górnopłat / 6 osobowy	dolnopłat / 6 osobowy
Wymiary
Rozpiętość skrzydeł	10,97 m	10,21 m	7,46m	10,97m	11,86m
Długość	7,61 m	8,05 m	5,87m	8,61m	8,71m
Wysokość	2,01 m	2,31 m	2,7m	2,83m	3,02m
Masy
Masa własna	547 kg	955 kg	461kg	687 kg	1294 kg
Maksymalna masa startowa	998 kg	1542 kg	680kg	1632 kg	2154 kg
Osiągi samolotu
Prędkość maksymalna w locie poziomym	230 km/h	338 km/h	222km/h	280 km/h	404 km/h
Prędkość podróżna	195 km/h	259 km/h	201km/h	263 km/h	365 km/h
Prędkość minimalna		109 km/h	97km/h	100 km/h	119 km/h
Wznoszenie maksymalne	690 ft/min (3,45 m/s)	6,2 m/s		5 m/s	7,6 m/s
Zasięg	488km	1648 km	950 km	1352 km

2.1 Założenia po analizie porównawczej:

• Silnik: jeden, 6 – cylindrowy bokser o mocy ok. 300 KM

• Konstrukcja: górnopłat, skrzydło prostokątne

• Rozpiętość skrzydeł: ok. 11 m

• Długość: ok. 8,5 m

• Wysokość: ok. 3 m

• Masa startowa: ok. 1600 kg

• Prędkość przelotowa: 280 – 300 km/h

• Zasięg: większy niż 700 km

1. Wymagania stawiane przed samolotem:

V_max ≥ 280 km/h prędkość maksymalna

Vprzelot ≥ 200 km/h prędkość przelotowa

V_min ≤ 150 km/h prędkość minimalna

L_s ≤ 150 m długość startu

w ≤ 5 m/s prędkość pionowa

L≥600 km zasięg

H≤4000 m pułap

T ≤ 3,5 h czas maksymalny lotu

n_z +5 / -3 zakres dopuszczalnych przeciążeń

m_uż ≤ 450 kg masa użyteczna

1. Własności pilotażowe:

• duża stateczność

• brak tendencji wchodzenia w korkociąg

• start może odbywać się na trawiastych i betonowych lotniskach

1. Własności technologiczne:

• układ górnopłata

• prostokątne skrzydła

• podwozie stałe

.

6. Dobór zespołu napędowego:

Wybieramy silnik firmy Lycoming Engines (amerykańska wytwórnia tłokowych silników lotniczych stosowanych w samolotach lekkich)

Model IO-540-AC1A

Silnik w układzie boxer – silnik spalinowy wielocylindrowy o parzystej liczbie tłoków z rozdzielną komorą spalania. Układ ten zapewnia niższy niż w konwencjonalnych silnikach poziom hałasu i wibracji oraz niższy spadek mocy. Wszystko to w związku z procesem znoszenia się sił działających na tłoki. Silnik będzie zasilany przez wielopunktowy układ wtrysku paliwa.

6. Dane silnika Lycoming IO-540-AC1A

• Rodzaj: sześciocylindrowy, boxer

• Pojemność skokowa: 8,9 l

• Masa własna: 199 kg

• Ilość zaworów: 2 zawory na cylinder

• Rodzaj paliwa: 100 oktanowa benzyna

• System chłodzenia: powietrzem

• Moc nominalna: 300 KM (223 kW) przy 2700 obr/min

• Kompresja: 8,7:1

• Stosunek moc/masa: 1,12 kW/kg

6. Profil misji:

H[m]

4000 2 3 4 5

0 1 6 7

L[m]

Rysunek 1 Przykładowy profil misji

Legenda:

0-1 start

1-2 wznoszenie

2-3 lot poziomy

3-4 manewrowanie

4-5 przelot

5-6 zniżanie

6-7 lądowanie

6. Profil skrzydła:

Rysunek 2

6. Geometria usterzenia pionowego i poziomego

Rysunek 3

6. Współczynnik obciążenia mocy

Szacujemy masę samolotu.

$\frac{N}{m_{0}} = A{V_{\max}}^{C}$

Wartości współczynników A i C dobrane na podstawie tabeli 2.

Tabela 2

A=0,0528 C=0,22

$$\frac{N}{m_{0}} = 0,0528*280^{0,22} = 0,183\lbrack\frac{\text{KM}}{\text{kg}}\rbrack$$

Stąd wyznaczamy masę m₀:

$$m_{0} = \frac{300}{0,183} = 1639kg$$

η_N=$\frac{m_{0}}{N} = \frac{1639}{223} = 7,3$

6. Współczynnik obciążenia powierzchni nośnej

Korzystając z oszacowanych wartości masy możemy obliczyć współczynnik obciążenia powierzchni nośnej.

S=15m²

m₀=1639kg

$$p = \frac{m_{0}}{S} = \frac{1639}{15} = 109\frac{\text{kg}}{m^{2}}$$

6. Prędkość minimalna

$V_{\min} = \sqrt{\frac{2*m_{0}*g}{\text{Cz}_{\max}*\rho*s} =}$ $\sqrt{\frac{2*1695*9.81}{1.6*1.2*15}}$= 33 $\frac{m}{s} = 118\frac{\text{\ \ km}}{h}$

6. TOP

$$TOP = \frac{\frac{m_{0}}{s}}{\delta*\text{Cz}_{\max}*\frac{N}{m_{0}}} = \frac{\frac{1639}{15}}{1*1.6*\frac{300}{1639}} = 372\ m$$

6. Sprawdzanie warunku wznoszenia

Warunek wznoszenia samolotu sprawdzono z zależności:

Potrzebne wartości wyznaczono w następujący sposób:

Współczynnik siły oporu czołowego w locie poziomym - Cx₀

0,025

Cx_tk = 0,0055 (odczytano z raportu NACA),

e = 0,8 (współczynnik Ostwalda)

Siłę ciągu T wyznaczono z poniższej zależności:

kG

Gradient wznoszenia wyznaczono z poniższej zależności:

W = 5 m/s

V_w = 33 m/s

Ciśnienie dynamiczne wyznaczono z poniższego wzoru:

Pa

Mam już wszystkie wartości potrzebne do sprawdzenia warunku na wznoszenie:

m

6. Opór tarcia i kształtu, opór indukowany oraz doskonałość aerodynamiczna.

Tabela 3

dla h=0	v	tik	ind	tik + ind	D
	30,5	234,42	1643,33	1877,76	8,86
	36	326,59	1179,56	1506,15	11,04
	41,5	434,01	887,62	1321,63	12,58
	47	556,67	692,04	1248,71	13,32
	52,5	694,58	554,63	1249,21	13,31
	58	847,73	454,43	1302,16	12,77
	63,5	1016,13	379,12	1395,25	11,92
	69	1199,77	321,09	1520,86	10,93
	74,5	1398,66	275,43	1674,09	9,93
	80	1612,80	238,86	1851,66	8,98
	85,5	1842,18	209,12	2051,30	8,11
	91	2086,81	184,60	2271,42	7,32
	91,7	2119,04	181,80	2300,84	7,23
dla h=2000m	30,5	195,35	1972,00	2167,35	7,67
	36	272,16	1415,47	1687,63	9,85
	41,5	361,67	1065,15	1426,82	11,65
	47	463,89	830,44	1294,33	12,85
	52,5	578,81	665,56	1244,37	13,36
	58	706,44	545,32	1251,76	13,28
	63,5	846,77	454,95	1301,72	12,77
	69	999,81	385,31	1385,12	12,00
	74,5	1165,55	330,52	1496,07	11,11
	80	1344,00	286,63	1630,63	10,20
	85,5	1535,15	250,94	1786,10	9,31
	91	1739,01	221,53	1960,54	8,48
	91,7	1765,87	218,16	1984,02	8,38
h=4000m	30,5	160,19	2404,88	2565,07	6,48
	36	223,17	1726,19	1949,36	8,53
	41,5	296,57	1298,96	1595,53	10,42
	47	380,39	1012,74	1393,13	11,94
	52,5	474,63	811,66	1286,29	12,93
	58	579,28	665,02	1244,30	13,36
	63,5	694,35	554,81	1249,16	13,31
	69	819,84	469,89	1289,73	12,89
	74,5	955,75	403,07	1358,82	12,24
	80	1102,08	349,55	1451,63	11,45
	85,5	1258,83	306,03	1564,85	10,63
	91	1425,99	270,15	1696,14	9,80
	91,7	1448,01	266,04	1714,06	9,70

6. Estymacja masy (podstawowy profil misji):

Nagrzewanie silnika, kołowanie i start (0-1)

Otrzymano m₁=1590 kg

Wznoszenie na wysokość 1000m (1-2)

Otrzymano = 1556 kg

Przelot na wysokości 1000m (2-3)

gdzie:

- zasięg R

- zużycie paliwa C

- prędkość V

- doskonałość d

Otrzymano = 1400 kg

Schodzenie do lądowania (4-3)

Otrzymano = 1386 kg

Lądowanie (5-4)

Otrzymano 1379 kg

Stosunek masy paliwa do masy samolotu wyraża się wzorem:

Zatem stosunek masy paliwa do masy samolotu z paliwem wynosi 0,17 co odpowiada 17%.

m_str = 917 kg

gdzie: m_str- masa struktury, kg

m₀- masa samolotu z paliwem, m₀= 1639 kg

A- statystyczny współczynnik dla samolotów z jednym silnikiem, A= 2,12

C- statystyczny współczynnik dla samolotów z jednym silnikiem, C=- 0,18

gdzie: m₀- masa samolotu z paliwem, kg

m_zał- masa załogi, m_zał= 4 * 75 kg= 300 kg

m_ład- masa ładunku, m_ład­= 150 kg

m_pal/m₀- stosunek masy paliwa do masy samolotu z paliwem, m_pal/m_o= 0,17

m_str/m₀- stosunek masy struktury do masy samolotu z paliwem, m_str/m₀= 0,55

Z powyższej iteracji mas wynika, że m₀= 1607 kg, co jest zgodne z wcześniejszymi założeniami.

6. Masy składowe samolotu:

Masy poszczególnych elementów konstrukcji wyznaczono z zależności statystycznych

Masa zespołu napędowego:

Obliczono, że m_{zesp. nap.}= 395 kg

Masa skrzydła:

Obliczono, że m_skrz.=183 kg

Masa kadłuba:

Obliczono, że m_kadł.=126 kg

Masa usterzenia:

Obliczono, że m_usterz.=42 kg

Masa podwozia:

Obliczono, że m_podw.=70 kg

Masa osprzętu i awioniki:

Obliczono, że m_{osprz. & aw.}=42 kg

Masa instalacji i wyposażenia eksploatacyjnego:

Obliczono, że m_inst.=57 kg

6. Wymiary poszczególnych elementów samolotu:

Dane:

• powierzchnia skrzydła S=15 m²

• wydłużenie λ=8

• rozpiętość b= 10 m

• zbieżność η= 1

• cięciwa początkowa i cięciwa końcowa c_pocz.=c_końc.= 1,5 m

= 1,76 m

19.1 Kadłub:

Długość kadłuba L:

L=8,7 m

A=1,59, B=0,23

Odległość miedzy środkami sił aerodynamicznych skrzydła i usterzenia poziomego wynosi 60%L

L_śr.aeorod.= 5,23 m

19.2 Usterzenie poziome:

Powierzchnie usterzenia poziomego obliczono korzystając ze wzoru:

χ_H =0,7 (odczytane z tabeli)

S_H= 2,7 m²

Rozpiętość usterzenia poziomego:

b_H= 3,3m

19.3 Usterzenie pionowe:

Powierzchnie usterzenia pionowego obliczono:

,

χ_V =0,04 (odczytane z tabeli)

S_V= 1,2 m²

Rozpiętość usterzenia pionowego obliczono ze wzoru:

b_v = 1,37 m

19.4 Objętość zbiornika paliwa:

m_pal.= 260 kg, γ = 0,71 kg/dm³

V= 366 dm³

19.5 Podwozie:

Średnicę kół podwozia głównego wyznaczono z zależności:

,

A= 1,51, B= 0,829

D=698 mm (przyjęto D= 0,75 m)

Szerokość kół podwozia głównego wyznaczono z zależności:

,

C=0,715, D=0,83

b_k = 333 mm (przyjęto b_k=0,33 m)

19.6 Dobór śmigła:

Stąd średnica śmigła:

d= 2,13m

Po odczytaniu z wykresu charakterystyk śmigieł dobieram śmigło 2-ramienne 5868-9 o profilu typu Clark Y.

6. Wywarzenie samolotu

Wyznaczenie środków ciężkości poszczególnych elementów:

l.p	Typ zespołu	mzesp/mstr.	mzesp	Xi	Zi
			kg	m	m
1	Zespół napędowy	0,431	395	0,8	1.5
2	Skrzydło	0,2	183	2.2	2.5
3	Kadłub	0,138	126	3	1.2
4	Usterzenie	0,046	42	8	2.5
5	Podwozie	0,077	70	3	0.5
6	Osprzęt i awionika	0,046	42	2	1.5
7	Instalacje oraz wyposażenie	0,062	57	2.5	1.5
8	Paliwo	-	260	1.4	1.7
9	Załoga		180	2	1.5
10	Cargo	-	200	4.8	1.4

Położenie środka ciężkości dla pustego samolotu:

Położenie środka ciężkości samolotu z pilotami i paliwem:

Położenie środka ciężkości samolotu z pilotami, paliwem i cargo:

Przyjęto środek ciężkości X_{śr. ciężk.}= 2,2m

Położenie środka ciężkości dla pustego samolotu:

Położenie środka ciężkości samolotu z pilotami i paliwem:

Położenie środka ciężkości samolotu z pilotami, paliwem i cargo:

Przyjęto środek ciężkości Z_{śr. ciężk.}= 1,74m

Położenie środka ciężkości na średniej cięciwie aerodynamicznej:

6. Bibliografia

1. Danielecki Stanisław, Projektowanie samolotów, Oficyna Wydawnicza Politechniki Warszawskiej 2006.