JEDNOMOTOROVÝ VÍCEÚČELOVÝ DOPRAVNÍ LETOUN V KATEGORII CS/FAR 23

Transkript

1 VYSOKÉ UČENÍ TECHNICKÉ V BRNĚ BRNO UNIVERSITY OF TECHNOLOGY FAKULTA STROJNÍHO INŽENÝRSTVÍ LETECKÝ ÚSTAV FACULTY OF MECHANICAL ENGINEERING INSTITUTE OF AEROSPACE ENGINEERING JEDNOMOTOROVÝ VÍCEÚČELOVÝ DOPRAVNÍ LETOUN V KATEGORII CS/FAR 23 SINGLE-ENGINED MULTIPURPOSE TRANSPORT AEROPLANE BY THE CS/FAR 23 CATEGORY DIPLOMOVÁ PRÁCE MASTER'S THESIS AUTOR PRÁCE AUTHOR VEDOUCÍ PRÁCE SUPERVISOR Bc. LUBOŠ FIALA prof. Ing. ANTONÍN PÍŠTĚK, CSc. BRNO 213

2

3 Vysoké učení technické v Brně, Fakulta strojního inženýrství Letecký ústav Akademický rok: 212/213 ZADÁNÍ DIPLOMOVÉ PRÁCE student(ka): Bc. Luboš Fiala který/která studuje v magisterském navazujícím studijním programu obor: Stavba letadel (231T39) Ředitel ústavu Vám v souladu se zákonem č.111/1998 o vysokých školách a se Studijním a zkušebním řádem VUT v Brně určuje následující téma diplomové práce: v anglickém jazyce: Jednomotorový víceúčelový dopravní letoun v kategorii CS/FAR 23 Single-engined multipurpose transport aeroplane by the CS/FAR 23 category Stručná charakteristika problematiky úkolu: Návrh jednomotorového víceúčelového dopravního letounu podle předpisu CS/FAR 23, kategorie Normal (9 cestujících), vycházející z konstrukčního řešení letounu L-41 resp. L 61 a s přihlédnutím k technologickým možnostem českého leteckého průmyslu. Pohonná jednotka GE H8 z GE Aviation. Cíle diplomové práce: Stanovit celkovou koncepci a základní rozměry k letounu. Navrhnout základní rozměry letounu, vypočítat základní aerostatické podklady, hmotový rozbor a centráže, výkony a vlastnosti. Navrhnout a doložit celkovou dispozici uspořádání kabiny pro cestovní, nákladní, výsadkovou, zdravotní, fotogrammetrickou aj. verze letounu. Nakreslit třípohledový výkres letounu a detaily zástavby pohonné jednotky a podvozku.

4 Seznam odborné literatury: [1] Jane s: All the Worldś Aircraft (všech vydání) [2] Niu,M.C.Y: Airframe Structural design,conmilit LTD, [3] Prospekty a firemní podklady [4] Firemní podklady a technická data k motoru GE H8 [5] Torenbeek, E.: Synthesis of Subsonic Airplane Design, Delft University Pres, 1976 [6] Roskam, J.: Airplane Design (Parts), The University of Kansas, 1989 [7] Mikula, J.: Konstrukce a projektování letadel, ČVUT, Praha, 24 [8] Předpisy CS23 a FAR 23 Vedoucí diplomové práce: prof. Ing. Antonín Píštěk, CSc. Termín odevzdání diplomové práce je stanoven časovým plánem akademického roku 212/213. V Brně, dne L.S. doc. Ing. Jaroslav Juračka, Ph.D. prof. RNDr. Miroslav Doupovec, CSc., dr. h. c. Ředitel ústavu Děkan fakulty

5 Abstrakt Práce se zabývá návrhem jednomotorového letounu určeného pro přepravu až devíti cestujících. V práci je naznačeno technické řešení několika konstrukčních uzlů. Je proveden základní aerodynamický výpočet, hmotnostní rozbor a jsou spočteny některé letové výkony. Klíčová slova víceúčelový letoun, GE H8, CS-23, návrh letounu, aerodynamická analýza, hmotnostní analýza Abstrakt Thesis deals with design of a single-engine aircraft. The purpose of this aircraft design is to carry up nine passengers. The work outlines technical solution of several structural elements. The design starts with aerodynamic calculations, mass analysis and concludes with calculation of flight performance and development cost estimation. Keywords multi-purpose aircraft, GE H8, CS-23, aircraft design, aerodynamic analysis, mass analysis Bibliografická citace: FIALA, L. Jednomotorový víceúčelový dopravní letoun v kategorii CS/FAR 23. Brno: Vysoké učení technické v Brně, Fakulta strojního inženýrství, s. Vedoucí diplomové práce prof. Ing. Antonín Píštěk, CSc.

6

7 Prohlášení Prohlašuji, že jsem diplomovou práci na téma Jednomotorový víceúčelový dopravní letoun v kategorii CS/FAR 23 vypracoval samostatně s použitím odborné literatury a pramenů uvedených v seznamu použitých zdrojů. Datum: Bc. Luboš Fiala

8

9 Obsah 1 Úvod Letouny podobného určení Cessna Caravan Pilatus PC-12 NG EV-55 Outback Základní charakteristiky navrhovaného letounu Křídlo Trup Ocasní plochy Přistávací zařízení Pohonná jednotka Palivová instalace Obálka zatížení Návrhové rychlosti Návrhová pádová rychlost Návrhová pádová rychlost pro vzletovou konfiguraci Maximální horizontální rychlost letu Návrhová cestovní rychlost letu Návrhová rychlost střemhlavého letu Návrhová obratová rychlost letu Návrhové klapkové rychlosti Násobky zatížení Provozní násobky zatížení Poryvové násobky zatížení Násobek zatížení od poryvu při cestovní rychlosti Násobek od poryvů při rychlosti střemhlavého letu Obálky letounu Hmotnostní rozbor částí letounu První přiblížení hmotnosti křídla Těžiště a centráže letounu Aerodynamický výpočet Stanovení maximálního součinitele vztlaku Stanovení součinitelů vztlaku křídla s klapkami Polára křídla Profilový odpor křídla Indukovaný odpor Škodlivý odpor trupu Škodlivý odpor ocasních ploch Ostatní škodlivé odpory Navýšení odporu vztlakovou mechanizací Výpočet poláry letounu Výkony Dolet...36

10 7.2 Délka vzletu Délka přistání Uspořádání jednotlivých verzí Cestovní verze Výsadková verze Požární, hlídková verze Nákladní verze Zdravotní verze Studie nákladů na vývoj Náklady na vývoj a výrobu prototypů letounu L-X Inženýrské vývojové práce (E) Zajištění vývoje Přípravkové vybavení (T) Výroba (L) Kontrola kvality (Q/C) Materiál a výstroj (M) Náklady na vývoj Závěr Seznam použitých zdrojů Seznam obrázků Seznam tabulek Seznam použitých symbolů a zkratek...52

11 1 Úvod Víceúčelové přepravní letouny třídy general aviation létají převážně v oblastech se špatnou dostupností, nebo v oblastech kde neexistuje adekvátní silniční infrastruktura. Jako hlavní místa použití těchto letounu můžeme uvést oblast Sibiře v Rusku, rozsáhlých oblastí v Austrálii či Africe. V našich infrastrukturních podmínkách letecká doprava tohoto rozsahu, v dnešní ekonomické situaci, není rentabilní. Letouny této kategorie se soustředí na operace z nezpevněných ploch a z letišť se špatným nebo dokonce žádným technickým zázemím. Za těchto složitých provozních podmínek se výborně osvědčil koncept letounu L-41. Cílem diplomové práce je navrhnout jednomotorový turbovrtulový letoun v kategorii CS-23 normal, uzpůsobený pro přepravu devíti cestujících na krátké a střední vzdálenosti, se schopností operování z nezpevněných ploch. Letoun bude konstrukčně vycházet z letounu L41 respektive L-61. Na letounu bude použita pohonná jednotka General Electric H8, vyvinutá z motoru M61. Jako výsledek práce je požadována rozměrová a hmotnostní charakteristika, schéma řešení přistávacího zařízení a první přiblížení očekávaných výkonů. Požadavek na variabilitu vybavení kabiny letounu pro různé verze, je z důvodu větší využitelnosti a možnosti měnit rozsah a typ přepravované hmotnosti dle aktuální potřeby letu. Hlavním omezením návrhu letounu je předpis CS-23, který stanovuje maximální vzletovou hmotnost pro kategorii normal na 567kg. Dále ustanovuje pádovou rychlost v přistávací konfiguraci na 112km/h a maximální počet devíti cestujících plus posádka. Letouny této kategorie jsou široce rozšířeny po celém světě. Trend rostoucího zájmu zákazníků o přepravní kapacitu popisovaného letounu, je znatelný na rostoucí produkci letounu L-41, připravované modernizaci tohoto typu a dokonce na vývoji nového letounu EV-55 firmou Evektor Aerotechnik. 1

12 2 Letouny podobného určení V následující části je uveden krátký popis letounů podobné specifikace, pro odhad základních parametrů v této kategorii. Jde o letouny určené pro přepravu cestujících a nákladu v regionální dopravě. 2.1 Cessna Caravan Caravan je letoun vyráběný americkou firmou Cessna. Jednomotorový hornoplošník s turbovrtulovým motorem. Letoun je koncipován pro přepravu 1 až 11 cestujících. Tento počet cestujících však přesahuje limit povolený předpisem CS-23. Letoun je vyráběn řadu let, již bylo vyrobeno přes 2 letounů. Technická data jednotlivých verzí jsou v tabulce č. 1. Čerpáno z [1] Údaj Maximální vzletová hmotnost Maximální přistávací hmotnost Maximální užitečné zatížení Maximální cestovní rychlost Maximální dolet Délka vzletu (mtow) Délka přistání (mlw) Dostup Maximální stoupavost Pádová rychlost Délka Výška Rozpětí Plocha křídla Délka kabiny Maximální výška kabiny Maximální šířka kabiny Počet sedadel Grand Caravan kg kg 1.51 kg 344 km/h km Grand Caravan EX kg kg kg 343 km/h km 626 m 658 m 495 m 7.62 m 6,27 m/s 113 km/h 11,46 m 4,53 m 15,87 m 26 m2 3,88 m 1,37 m 1,63 m m 7.62 m 6,48 m/s 113 km/h 12,67 m 4,52 m 15,87 m 26 m2 5,1 m 1,37 m 1,63 m 1 11 Tabulka 1: Technická data letounů Caravan Obr. 1:Cessna Caravan 2

13 2.2 Pilatus PC-12 NG Jedná se o jednomotorový turbovrtulový letoun, který je vyráběn firmou Pilatus Aircraft se sídlem ve Švýcarsku. Bylo již vyrobeno více jak 12 kusů. Technické údaje letounu jsou uvedeny v tabulce č. 2. [2] Pilatus PC-12 Pohonná jednotka Maximální vzletový výkon Vrtule Průměr vrtule Pratt&Whitney PT6A-67B 895 kw Hartzell HC E4A 3D/E1477K 2,67 m Vnější rozměry Rozpětí křídel 16,28 m Celková délka 14,4 m Výška 4,26 m Rozpětí ocasních ploch 5,2 m Rozchod kol 4,53 m Rozvor 3,48 m Plocha křídla 25,81 m2 Rozměry kabiny pro cestující Délka 5,16 m Šířka 1,52 m Výška 1,47 m Objem 9,34 m3 Objem zavazadlového prostoru 1,13 m3 Hmotnosti 476 kg Maximální pojezdová Maximální vzletová 474 kg Maximální přistávací 45 kg Provozní prázdná 376 kg Maximální hmotnost paliva 1226 kg Zatížení s maximem paliva 458 kg Tabulka 2: Pilatus PC-12NG Technická data Obr. 2:Pilatus PC-12 3

14 2.3 EV-55 Outback EV-55 je letoun českého výrobce Evektor z Kunovic. Letoun je celokovové hornoplošné konstrukce se dvěma turbovrtulovými motory, určený pro přepravu až devíti cestujících (s omezením předpisu CS/FAR 23). Je možné upravit letoun až pro přepravu 14 cestujících (armádní verze). Je možné přepravovat náklad o maximální hmotnosti 1824 kg. Doposud byl vyroben jediný letový kus, jsou známa jen předběžná technická data (tabulka č. 3)[3]. EV-55 Outback Pohonná jednotka 2 x Pratt&Whitney PT6A-21 Maximální vzletový výkon 2 x 4 kw TBO 36 hodin Vrtule Avia Propellers AVIA AV-844 Typ 4 listá, stálých otáček Průměr 2,82 m Předběžná technická data Vnější rozměry Rozpětí křídel 16,1 m Celková délka 14,35 m Výška 4,66 m Rozpětí ocasních ploch 4,8 m Rozchod kol 2,92 m Rozvor 4,17 m Specifikace kabiny Počet cestujících 9 (14) Uspořádání sedadel 1+1 (1 + 2) Rozměry kabiny pro cestující Délka 4,48 m Šířka 1,61 m Výška 1,37 m Objem 9,47 m3 Objem zavazadlového prostoru Zadní (zadní část kabiny) 2,7 m3 Přední,5 m3 Hmotnosti Maximální vzletová hmotnost 46 kg Provozní prázdná hmotnost 2626 kg Maximální hmotnost paliva 1656 kg Maximální užitečné zatížení 1824 kg Tabulka 3: EV-55 Outback Technická data Obr. 3:EV-55 Outback 4

15 3 Základní charakteristiky navrhovaného letounu Letoun L-X1 je víceúčelový celokovový hornoplošný letoun s pohonnou jednotkou tažného uspořádání a ocasními plochami do kříže. Zatahovací podvozek je příďového typu. Základní technické údaje letounu jsou v tabulce č. 4. Rozměrové a hmotnostní odhady byly provedeny dle [4]. Název parametru Posádka Cestující Motor Vzletový výkon motoru Maximální trvalý výkon Maximální vzletová hmotnost Označení [jednotka] GE H8 P [kw] P [kw] mtow [kg] Hodnota Hmotnost paliva maximální m [kg] mpal, max [kg] Platící zatížení mplat [kg] 963 Měrný výkon Rozpětí mtow/p Rozpětí VOP l [m] h [m] bvop [m] 6,4 16,4 27,88 9,65 129,12 13,79 4,65 6, Plocha VOP SVOP [m2] 6,2 Plocha SOP SSOP [m2] 3,45 Prázdná hmotnost Plocha křídla Štíhlost Plošné zatížení Délka Výška b [m] Skř [m2] λ mtow/skř [kg/m2] 117 Tabulka 4: Základní technické údaje letounu L-X1 5

16 Obr. 4: Muška letounu 3.1 Křídlo Půdorys křídla má lichoběžníkový tvar. Konstrukce je dvounosníková poloskořepina s průběžnými nosníky. V dutinách mezi nosníky jsou integrální palivové nádrže. Pro kořen i konec křídla je použit profil MS(1)317 o tloušťce 17 %. Tento profil byl zvolen, protože poskytuje požadovaný vztlak a má vhodné aerodynamické vlastnosti (pozvolné odtrhávání proudění při mezním úhlu náběhu)[5]. 6

17 Křídlo bude vybaveno jednoduchými štěrbinovými klapkami. Podrobné informace o křídle jsou v tabulce č. 5. Půdorysný tvar křídla obr. 5. Označení Hodnota Jednotka % % Plocha Skř 27,88 m2 Rozpětí bkř 16,4 m Štíhlost λkř 9,647 - Kořenová hloubka C 2,3 m Koncová hloubka Ck 1,1 m Zúžení η 2,91 Profiláž: Geometrické údaje -kořen MS(1)317 -konec MS(1)317 Zkroucení - aerodynamické - geometrické Úhel vzepětí Úhel šípu (v 3% C) Úhel nastavení kořenového profilu Δk γ αc -2,5 1,75 Délka SAT Poloha SAT od osy souměrnosti CSAT 1,771 m ysat 3,618 m Poloha SAT od náběžné hrany xsat,159 m Délka SGT Vztlakové klapky CSGT 1,7 m 12,195 až 73,171 % 2 x 5, 3 m % m2 Poloha po polorozpětí Rozpětí Relativní hloubka z hloubky křídla Plocha - cestovní poloha Výchylky: - vzletová poloha - přistávací poloha 18 4 Tabulka 5: Rozměrové charakteristiky křídla Použité štěrbinové klapky jsou ovládány elektricky, společným ovladačem umístěným v centroplánu. Ovládání klapek je pomocí torzní tyče vedené za zadním nosníkem. Úhly výchylky klapky byly zvoleny 18 pro startovní konfiguraci a 4 pro přistávací konfiguraci. 7

18 Obr. 5: Půdorysný tvar křídla 3.2 Trup Obdobně jako křídlo, i trup je celokovová poloskořepina. Z důvodu snadnější vyrobitelnosti a montáže je trup rozdělen na tři části: - přední část se zástavbou motoru a kokpitem, -střední část trupu od sedadel pilotů až po začátek nákladového prostoru -zadní část trupu má konický tvar. Rozměrové a objemové hodnoty trupu byly stanoveny dle literatury [6]. 8

19 3.3 Ocasní plochy Ocasní plochy jsou uspořádány do kříže, výškové kormidlo je uchyceno ve spodní části kýlu. Je použit pevný stabilizátor. Obr. 6: Schéma svislé ocasní plochy Obr. 7:Schéma vodorovné ocasní plochy 9

20 3.4 Přistávací zařízení Řešení zatahovacího podvozku je konstrukčně velice podobné jako na letounu L-41. Na obrázku 8 je schematicky zobrazen hlavní podvozek letounu. [7] Obr. 8:Schéma hlavního podvozku 3.5 Pohonná jednotka General Electric H8 je novou pohonnou jednotkou, vyvinutou z motoru české konstrukce Walter M61. Motor dodává výkon 8 koní jak pro vzletový režim, tak pro režim maximálního trvalého výkonu. Pohonná jednotka GE H8 je vyráběna v České republice. Základní specifikace pohonné jednotky uvedena v tabulce č. 6. Specifikace GE H8 hladina moře standardní den 8 SHP Výkon na výstupu 845 ESHP plyn. Generátor (97,8%) min-1 Otáčky výstupní hřídel 2.8 min-1 Směr rotace hřídele po směru hod. ručiček, pohled zezadu Hmotnost (základní suchá) 39 lbs (177 kg) Průtok vzduchu 8,2 lb/s (37,2 kg/s) Palivo Jet A, Jet A-1 Olej Mil-L 23699C Napětí elektrického okruhu 28 VDC Odběr vzduchu 4% (max. trvalý výkon) 3.6 hodin TBO 6.6 cyklů 1. hodin Základní záruka 1.1 tepelných cyklů (co nastane dříve) 24 měsíců Tabulka 6: Specifikace GE H8 1

21 Rozsah využitelného vzletového výkonu v závislosti na vnější teplotě je znázorněn na obrázku 9. Výkony GE H8 Maximální vzletový režim 85 8 SHP [hp] m MSA m MSA t [ C] Obr. 9: Výkon GE H8 3.6 Palivová instalace Letoun je vybaven křídelními integrálními nádržemi mezi hlavním a zadním nosníkem dle obrázku 1. Palivová instalace je uzavřená přetlaková s hrdly plnění na podvozkových gondolách. Každá z obou palivových nádrží zaujímá objem 543 l. Z čehož plyne teoretická možnost nést 1176 kg paliva letounem. 11

22 Obr. 1: Schéma palivové nádrže 12

23 4 Obálka zatížení Výpočet je proveden podle předpisu FAR/CS-23 [9]. Jsou stanoveny maximální povolené obratové násobky, poryvové násobky a návrhové rychlosti. Vstupní hodnoty jsou uvedeny v tabulce č. 7. Hodnoty maximálních součinitelů vztlaku v kapitole 6.1 Vstupní hodnoty obálky letounu mtow maximální vzletová hmotnost 36 kg δkl = cl maximální součinitel vztlaku 1,62 δkl = 18 cl18 2,6 δkl = 4 cl4 2,53 tíhové zrychlení hustota vzduchu m MSA maximální obratové násobky g ρmsa kladný záporný n n- + 9,8665 m/s 2 1,225 kg/m3 3,44 1,38 Tabulka 7: Vstupní hodnoty obálky letounu 4.1 Návrhové rychlosti Výpočet ekvivalentních rychlostí letu (EAS) pro obálku letounu dle předpisu CS Návrhová pádová rychlost Výpočet pádové rychlosti za podmínky rovnováhy vztlaku a tíhy letounu. Výpočet pádové rychlosti bez použití vztlakové mechanizace rovnice (1). 1 2 ρ v c S =mtow g 2 MSA s L kř 2 mtow g v s= ρmsa c L S kř v s=129 km h (1) Návrhová pádová rychlost pro vzletovou konfiguraci Pro vzletovou konfiguraci jsou klapky nastaveny na 18, tomu odpovídá pádová rychlost vypočtená ve vzorci (2). 2 mtow g ρmsa c L18 S kř v s18 =114 km h -1 v s18 = (2) 13

24 4.1.3 Maximální horizontální rychlost letu Zjednodušený odhad maximální horizontální rychlosti letu v m MSA, je proveden dle literatury [9]. Hodnota minimálního odporu cd =,41 je brána z kapitoly η P M c D ρ S v H =327 km h -1 v H= (3) Návrhová cestovní rychlost letu Návrhová cestovní rychlost je počítána dle CS (a). Stanovená návrhová cestovní rychlost, pro kategorii normal, nesmí být menší než 33 m tow / S kř. Pokud je poměr plošného zatížení a hmotnosti (v jednotkách [lb/ft2]) větší než 2, lze tento koeficient lineárně snížit na hodnotu 28,6 pro plošné zatížení 1 lb/ft2. Bude použit koeficient 32,645, protože hodnota plošného zatížení je 26,449 lb/ft2. mtow S kř 4,882 v c =311 km h -1 v c =32, (4) Návrhová rychlost střemhlavého letu Výpočet dle CS (b) dle kapitoly (1) v D 1,25 v C v D=389 km h -1 (5) Dle CS-23, kapitoly (2) s přihlédnutím ke kapitole (3), kdy plošné zatížení přesáhne 2 lb/ft2 (je 26,449 lb/ft2). Po lineární interpolaci mezi hodnotami 1,4 na zatížení 2 a 1,35 na zatížení 1, vyšel koeficient rychlosti střemhlavého letu 1,396. v D 1,396 v C -1 v D=434 km h (6) Z rovnic (5) a (6) byla zvolena návrhová rychlost střemhlavého letu 434 km/h Návrhová obratová rychlost letu Výpočet návrhové obratové rychlosti letu proveden podle CS (c). Použitý násobek zatížení dle rovnice (1) a použitá pádová rychlost dle rovnice (1). v A=v s n+ v A=239 km h-1 14 (7)

25 4.1.7 Návrhové klapkové rychlosti Pádová rychlost při plně vysunuté vztlakové mechanizaci. Výpočet proveden pro maximální součinitel vztlaku křídla s klapkami v poloze 4 a maximální vzletovou hmotnost letounu. 2 mtow g ρ MSA S kř c L4-1 v SF=13 km h v SF= (8) Výpočet maximální provozní rychlosti s vysunutou vztlakovou mechanizací dle předpisu CS (b). v F 1,4 v s v F 181 km h -1 v F 1,8 v SF v F 185 km h -1 (9) Z výpočtů je stanovena maximální konstrukční rychlost s vysunutou vztlakovou mechanizací na 185 km/h. 4.2 Násobky zatížení Výpočet provozních násobků letounu byl proveden dle předpisu CS-23, oddíl a oddíl Provozní násobky zatížení Kladné provozní násobky zatížení podle předpisu CS-23 pro kategorii normal jsou stanoveny následně. n + 2,1+ 24 mtow 2, (1) n =3,44 Hodnota kladného násobku zatížení letounu nemusí být větší než n = 3,8. Z vypočtených hodnot byla zvolena hodnota kladného násobku n+ = 3,44. Záporná hodnota provozního násobku nesmí být menší než,4 násobek maximálního kladného přetížení. n -,4 n+ n -=1,376 (11) Hodnota maximálního záporného provozního násobku letounu byla zvolena n- = 1,38. 15

26 4.2.2 Poryvové násobky zatížení Výpočet násobku zatížení po vletu letounu do poryvu je počítán dle částí předpisu a Násobek zatížení od poryvu při cestovní rychlosti Násobek zatížení pro letoun po vlétnutí do poryvu při návrhové cestovní rychlosti. V daném případě je dle předpisu použita rychlost poryvu Ude = 5 ft/s což odpovídá 15,24 m/s (dle odstavce (c)).,88 μ g 5,3+ μ g k gto =,734 2 mtow S kř ρ MSA C SGT cαl μ gto =26,611 k gto = μ gto = k ρ U v cα n =1+ gto MSA de c L m 2 g TOW S kř + n pc =3,178 + pc k gto ρ MSA U de v c cαl n =1 m 2 g TOW S kř n pc = 1,178 pc (12) Pro maximální vzletovou hmotnost jsou tyto násobky zatížení, dle výpočtu (12), kladný 3,178 a záporný -1,178. Násobek zatížení od poryvu při cestovní rychlosti a minimální hmotnosti letounu mmw = 2 kg, je dle výpočtu (13) roven pro kladný poryv 4,216 a pro záporný poryv nabývá hodnoty -2, mmw S kř ρ MSA C SGT cαl μ gm =16,35,88 μ g 5,3+ μ g k gm =,664 μ gm = k ρ U v cα n =1+ gm MSA de c L m 2 g MW S kř + n pc =4,216 + pc k gm = k gm ρ MSA U de v c cαl n =1 m 2 g MW S kř n pc = 2,216 pc (13) Násobek od poryvů při rychlosti střemhlavého letu Násobek zatížení pro letoun po vlétnutí do poryvu při návrhové rychlosti strmého letu. V tomto případě je dle předpisu použita rychlost poryvu Ude = 25 ft/s, odpovídající 7,62 m/s (dle odstavce (c)). Výpočet pro vzletovou hmotnost je ve vzorci (14). Následně pak výpočet pro let rychlostí střemhlavého letu, při minimální hmotnosti mmw = 2 kg, se nachází ve vzorci (15). 16

27 2 mtow α S kř ρ MSA C SGT c L μ gto =26,611,88 μ g 5,3+ μ g k gto =,734 μ gto = k gto = k gto ρ MSA U de v d cαl n =1 m 2 g TOW S kř n pd=,52 k gto ρ MSA U de v d cαl n =1+ m 2 g TOW S kř + n pd=2,52 pd + pd (14),88 μ g 5,3+ μ g k gm =,664 2 mmw S kř ρ MSA C SGT cαl μ gm =16,35 k gm = μ gm = k gm ρ MSA U de v d c αl n =1 m 2 g MW S kř n pd= 1,244 k gm ρ MSA U de v d cαl n =1+ m 2 g MW S kř + n pd=3,244 pd + pd (15) 4.3 Obálky letounu Na základě předchozích výpočtů je dále stanovena letová obálka (Obr. 11). Provozní obálka letounu L-X1 4 Klap ková 3 Obratová n [-] v [km/h] Obr. 11: Provozní obálka letounu Poryvová obálka ukazuje, že pro maximální vzletovou hmotnost násobky způsobené poryvy nepřekročí oblast obratové obálky a tedy nebudou mít vliv na pevnostní návrh letounu. 17

28 5 Hmotnostní rozbor částí letounu Hmotnostní odhady letounu a jeho částí budou provedeny dle [1]. Výpočet proveden dle metodiky z oblasti "Commercial Transport Airplanes". Druhou porovnávací verzí výpočtu hmotnosti částí letounu jsou provedeny dle porovnání hmotnostních poměrů podobných letounů dle následujících dat (tabulka č. 8). Hmotnostní rozbor vícemístných jednomotorových letounů Cessna Beech Rockwell Cesnak Průměr L-X1 [kg] Hmotnostní poměry 21A J-35 Saab Safir 112 TCA 21J Drak,36,312,316,366,38, Pohonná jednotka,199,21,189,171, Pevné vybavení,94,115,151,99, Prázná hmotnost,598,628,62,75,578, Křídlo Ocasní plochy Trup Zabudování motoru Přistávací zařízení,9,24,19,11,71,131,2,69,21,71,14,23,145,45,113,33,121,21,55,99,25,12,8,56,17,25,113,15, Tabulka 8: Hmotnostní rozbor podobných letounů Dílčí hodnoty budou dále pro výpočty korigovány případnými dalšímy výpočty odhadu hmotnosti jednotlivých částí dle literatury [1]. V této tabulce jsou uvedeny letouny s menším počtem cestujících (maximálně 5), proto jsou tato data orientační. 5.1 První přiblížení hmotnosti křídla Výpočet odhadu hmotnosti křídla letounu bude proveden dle metodiky známé jako "Torenbeek Method" Hmotnost křídla pro letoun kategorie "Comercial Transport Airplanes" [1]: Pro potřeby odhadu hmotnosti jsou potřebná vstupní data uvedena v tabulce č. 9. Následný výpočet byl proveden podle vzorce (16). Šípovitost křídla ve 3% je rovna. 18

29 Vstupní hodnoty 36 kg mtow 7937 lb mf 6 kg 1323 lb Skř 27,88 m 16,4 m 3,1 ft2 53,8 ft 2 b nult 3,44 9,647 λ C 3,44 2,3 m 7,55 ft Tc,391 m 1,28 ft mmzf 3 kg, lb vliv podvozku Tabulka 9: Vstupní hodnoty hmotnosti křídla ( b W w =,17(mTOW mf ) ( cos (κ 1/ 2 )) ) [ [,75 6,3 cos( κ 1 /2 ) 1+ b ]],5,3 (16) bs n T c ( mtow m F ) cos( κ 1 / 2) W w =325 kg Způsob uchycení podvozku mimo křídlo stanovuje koeficient kw =,95. Po vynásobení předchozího odhadu tímto koeficientem je výsledná hmotnost 39 kg.,55 ult ( ) 5.2 Těžiště a centráže letounu Výpočet polohy těžiště a rozsahu centráží letounu, je proveden na základě hmotových odhadů v kapitolách 5 a 5.1. V následující tabulce jsou spojeny těžiště a jejich polohy. Byly uvažovány následující varianty (rozvržení sedadel Obr. 12): -plné obsazení (Tabulka 1), -přední centráž - dva piloti s minimem paliva (Tabulka 11), -uspořádání pro maximální dolet (Tabulka 12). Obr. 12: Rozvržení kabiny 19

30 Obr. 13: Rozvržení hmot Název položky Trup Křídlo Ocasní plochy Pohonná jednotka Zabudování motoru Hlavní podvozek Příďový podvozek Max. Prázdná hmotnost Posádka a vybavení Pilot / piloti Cestující 1. řada 2.řada 3.řada 4.řada 5.řada hmotnost [kg] x [m] , 8, 2, 1925, z[m] 5,94 5,76 12,9 1,3 6,5 1,99 m*x [kg m] m*z [kg m], , 98, 1,7 2476,8 46,1,25 168, 35, 36,, -,55 71,5-3, -1,8 189, -194,4 -,98 159,2-78,4 994,5 317,3 85, 2,86,32 243,1 27,2 17, 17, 17, 17, 85, 85 3,85 4,7 5,55 6,4 7,25,21,21,21,21,21 654,5 799, 943,5 188, 616,3 4344,35 35,7 35,7 35,7 35,7 17,9 187,85 Zavazadla (18kg/ cestující) 162 8, ,45 Palivo 66 5, , ,3 Celý letoun Poloha náběžného bodu Csat od náběžného hrany Csat (m) Poloha náběžné hrany Centráž letounu [% Csat],132 1,771 4,65 33,161 Tabulka 1: Centráž letounu plné obsazení 2

31 Z tabulky č. 11 vyplývá že není možný let v konfigurace dvou pilotů a minima paliva. Poloha centráže by nedovolala bezpečný let. Tato konfigurace je zakázána. Po vložení zátěže do oblasti nákladového prostoru o hmotnosti 85 kg, je let možný. Toto vyvážení přinese posun centráže na hodnotu 19 % Csat. Název položky Trup Křídlo Ocasní plochy Pohonná jednotka Zabudování motoru Hlavní podvozek Příďový podvozek Max. Prázdná hmotnost Posádka a vybavení Pilot / piloti Cestující 1. řada 2.řada 3.řada 4.řada 5.řada Zavazadla (18kg/ cestující) Palivo Celý letoun Poloha náběžného bodu Csat od náběžného hrany Csat (m) Poloha náběžné hrany Centráž letounu [% Csat] hmotnost [kg] x [m] , 8, 2, 1925, z[m] 5,94 5,76 12,9 1,3 6,5 1,99,14 1,7 1,25 -,55-1,8 -,98 m*x [kg m] m*z [kg m] 4158, 98, 2476,8 46,1 168, 175, 36,, 71,5-3, 189, -194,4 159,2-78,4 994,5 457,3 17, 2,86,32 486,2 54,4,,,,, 17 3,85 4,7 5,55 6,4 7,25,21,21,21,21,21,,,,, 486,2,,,,, 54,4 8, , , 1818,7,132 1,771 4,65 12,1 Tabulka 11: Přední centráž - dva piloti minimum paliva 21

32 Název položky Trup Křídlo Ocasní plochy Pohonná jednotka Zabudování motoru Hlavní podvozek Příďový podvozek Max. Prázdná hmotnost Posádka a vybavení Pilot / piloti Cestující 1. řada 2.řada 3.řada 4.řada 5.řada hmotnost [kg] x [m] , 8, 2, 1925, z[m] 5,94 5,76 12,9 1,3 6,5 1,99 m*x [kg m] m*z [kg m], , 98, 1,7 2476,8 46,1 1,25 168, 175, 36,, -,55 71,5-3, -1,8 189, -194,4 -,98 159,2-78,4 994,5 457,3 85, 2,86,32 243,1 27,2 17, 17,,,, 425 3,85 4,7 5,55 6,4 7,25,21,21,21,21,21 654,5 799,,,, 1696,6 35,7 35,7,,, 98,6 72 8, ,2 Palivo 117 5, Celý letoun , ,3 Zavazadla (18kg/ cestující) Poloha náběžného bodu Csat od náběžného hrany Csat (m) Poloha náběžné hrany Centráž letounu [% Csat],132 1,771 4,65 25,2 Tabulka 12: Centráž maximální dolet Následující tabulka shrnuje všechny pravděpodobné možnosti s krajními vlivy na polohu centráže letounu (tabulka č. 13). Povolený rozsah centráže letounu je zakreslen v grafu (Obr. 14) v němž jsou data z tabulky centráží. 22

33 Případ piloti obsazená sedadla plné obsazení 1; 2 1; zavazadla palivo hmotnost celkem centráž , , , , , , , , , , , , Tabulka 13: Tabulka centráží letounu Centráže letounu m tow povolený rozsah %Csat Obr. 14: Graf centráží letounu Grafický rozbor centráží ukazuje způsob, kterým se bude řídit nakládání letounu a osazování cestujícími. 23

34 6 Aerodynamický výpočet Výpočet aerodynamických vlastností letounu je provedena dle metodiky [11]. 6.1 Stanovení maximálního součinitele vztlaku Hodnoty maximálního součinitele vztlaku křídla byly stanoveny pomocí programu "Glauert III", s hodnotami obsaženými v tabulkách č. 14 a 15. Charakteristiky profilů v těchto tabulkách byly stanoveny z Nasa reportu [5] Přistávací konfigurace Kořen křídla Konec křídla b/2 [m], 8,2 α α Δk C Clmax Cl [m] [-] [-] [ ] [ ] 2,3 1,88 6,1-3 1,1 1,65 5, Tabulka 14: Vstup Glauert - přistávací konfigurace Cestovní režim Kořen křídla Konec křídla b/2 [m], 8,2 α α Δk C Clmax Cl [m] [-] [-] [ ] [ ] 2,3 2,2 6,1-3 1,1 1,85 5, Tabulka 15: Vstup Glauert - cestovní režim Rozložení vztlaku po rozpětí křídla a vliv kroucení je zobrazeno na Obr. 15 (celkové rozložení vztlaku pro maximální součinitel vztlaku křídla bez odtržení proudění cl = 1,62), vstupní hodnoty jsou v tabulce č

35 Poloha b/2 [m] 8,2 8,172 8,88 7,949 7,756 7,59 7,212 6,865 6,471 6,33 5,554 5,37 4,485 3,93 3,294 2,663 2,13 1,35,677, normální,,252,463,625,744,83,892,938,971,996 1,15 1,29 1,4 1,47 1,51 1,52 1,49 1,4 1,25,996 Součinitel vztlaku nulový profilový, 1,65 -,28 1,651 -,51 1,653 -,66 1,657 -,76 1,663 -,8 1,669 -,79 1,678 -,75 1,688 -,68 1,699 -,59 1,711 -,48 1,724 -,35 1,739 -,21 1,754 -,7 1,771,8 1,788,24 1,85,38 1,824,51 1,842,62 1,861,66 1,88 celkový,,399,733,991 1,183 1,325 1,431 1,512 1,575 1,626 1,67 1,76 1,738 1,765 1,787 1,84 1,813 1,812 1,796 1,752 Tabulka 16: Rozložení vztlaku po rozpětí Z programu Glauert byla vypočtena hodnota maximálního součinitele vztlaku křídla bez vztlakové mechanizace cl = 1,62 a sklon vztlakové čáry křídla clα = 4,66 rad-1. Rozložení vztlaku po křídle 2 1,5 1 CL normální nulový profilový,5 celkový -, b/2 [m] Obr. 15: Rozložení vztlaku po rozpětí 25

36 6.1.1 Stanovení součinitelů vztlaku křídla s klapkami Stanovení hodnot vztlaku křídla s klapkami jsou provedena podle metodiky literatury [11]. Základem metodiky z použité literatury je výpočet přírůstku vztlaku na křídle s klapkou po celém rozpětí. Klapka zvýší vztlak křídla dvěma způsoby: zvětšenou plochou křídla (prodloužení tětivy křídla vlivem vysunutí klapky) změnou obtékání profilu křídla po vysunutí vztlakové mechanizace Pro výpočet přírůstku vztlaku křídla je použit vzorec (17). Δ c L =Δ c L ' [ ( )] b ' a c Lkř b ' + 1 b a6 Δ c L ' b (17) Δ c L ' přírůstek součinitele vztlaku vztažený na zvětšenou hloubku křídla při standardní štíhlosti 6. Hodnoty odečteny z literatury [11, obr. 5]. Pro hodnotu Δ c L18 ' =,527, pro hodnotu výchylky klapky 4 výchylky klapky 18 Δ c L4 ' =,968 b ' zvětšení hloubky křídla způsobené vysunutím vztlakové mechanizace. V tomto případě je tato hodnota zjednodušena. Při výchylce 18 je uvažováno zvětšení hloubky křídla o 2% hloubky klapky a pro výchylku 4 je brán nárůst o 5% hloubky klapky. Tudíž poměr b'/b = 1,6 respektive 1,15 (hloubka klapky je 3%) a/a6 poměr sklonu vztlakových čar křídla se štíhlostí λ a se štíhlostí 6. V tomto případě je brán sklon vztlakové čáry neměnný s výchylkou klapky. a/a6 = 1 Korekce pro snížení vlivu vztlakové mechanizace, dle reálného poměru plochy vtlakové mechanizace ku ploše celého křídla, je provedena pomocí opravného součinitele KL. Hodnoty součinitele převzaty z literatury [11, obr. 56]. K L =K L1 K L2 c L= K L Δ c Lxx + c L bkl/b 1. 2.,741,123 KL,827,156,671 Tabulka 17: Opravný součinitel klapky 18 4 ΔcL',527,968 b'/b ΔcL 1,6 1,15,656 1,356 c Lmax 2,6 2,53 Tabulka 18: Součinitel vztlaku křídla 26 (18)

37 6.2 Polára křídla Křídlo má v kořeni i na konci stejný profil MS(1)317. Z NASA - reportu [5], byly odečteny charakteristiky tohoto profilu. Poláry profilu pro měřená Reynoldsova čísla jsou znázorněna na Obr. 16. Pro potřeby výpočtu byla vypočtena závislost vztlaku a odporu na Reynoldsově čísle, což je vyobrazeno v tabulce č. 19 a Obr ,25,92,84,79,85,84 Změna vztlaku a odporu na Reynoldsově čísle (MS(1)317),25,5,75 1 1,25 1,5,77,64,8,1,124,16,347,73,71,81,88,16,13,166,68,71,82,87,99,118,134,74,76,74,76,86,15,117,73,79,82,76,84,11,116 1,75 1,85,291,22,165,156,32,249,27,197 Tabulka 19: Tabulka změny vztlaku a odporu na Reynoldsově čísle Pro další výpočet je nejdříve potřeba určit Reynoldsova čísla pro kořenový a koncový profil při minimální a maximální rychlosti. Potřebná data v tabulce č. 2. Výpočet pro kořenový profil křídla je ve vzorci (2) a výpočet pro koncový profil křídla je ve vzorci (19). 27

38 Poláry profilu MS(1)317,3,25 Re = 2*1^6 Re = 4*1^6 Re = 6*1^6 Re = 9*1^6 Re = 12*1^6 CD,2,15,1,5, -1 -,75 -,5 -,25,25,5,75 CL 1 1,25 1,5 1,75 2 2,25 Obr. 16: Polára profilu MS(1)317 minimální rychlost maximální rychlost (H =3 km) hloubka kořenového profilu hloubka koncového profilu kinematická viskozita vzduchu ν (H = m) 35 m/s 12,55 m/s 2,3 m 1,1 m 1,461E-5 m2s-1 ν3 (H = 3 km) 1,863E-5 m2s-1 Tabulka 2: Data výpočtu Reynoldsových čísel C v Re kmin= kν min 1,1 35 Re kmin= 1, Re kmin=2, C v Re kmin= kν min 1,1 12,55 Re kmin= 1, Re kmin=7, (19)

39 ,4 Změna vztlaku a odporu na Reinoldsově čísle,3 -,25,25,5,75 1 1,25 1,5 1,75 1,85 CL,3 CD,2,2,1,1, Re Obr. 17: Graf změny vztlaku a odporu na Reynoldsově čísle C v min Re min= ν 2,3 35 Re min= 1, Re min=5, C v Re max= ν 3max 2,3 12,55 Re max= 1, Re max=14, (2) 29

40 Polára kořenového profilu,25 min Re max Re,2 Kořenový profil CD,15,1,5, -,25,,25,5,75 1, 1,25 1,5 1,75 CL Obr. 18: Polára kořenového profilu Pro vypočtení Reynoldsova čísla profilů byla odečtena vztlaková čára pro dané parametry. Vyobrazení těchto polár koncového a kořenového profilu jsou v Obr. 18 a 19. Polára koncového profilu,3 min Re,25 max Re Koncový profil CD,2,15,1,5, -,25,,25,5,75 CL Obr. 19: Polára koncového profilu 3 1, 1,25 1,5

41 6.2.1 Profilový odpor křídla Úhel nastavení koncového profilu ku nabíhajícímu proudu vzduchu dostaneme dle vzorce (21). α k =α + Δ K (21) Δk bylo určeno iteračním postupem, při kterém bylo kontrolováno místo odtržení proudu na křídle a tato poloha posuzována ku poloze křidélka. Z tohoto řešení byla zvolena hodnota zkroucení křídla -3. Změna součinitele vztlaku a odporu po rozpětí křídla bude brána jako lineární změna místních součinitelů. K tomuto výpočtu budou sloužit příslušné koeficienty obsažené ve vzorci (22). 1 2C +C k 3 C Ck k =,559 k = 1 2Ck +C 3 CC k k k =,441 kk= (22) c L=k c L ' +k k c Lk ' c Dp=k c Dp ' +k k c Dpk ' Součinitele profilového odporu vzduchu je nutno upravit dle konfigurace letounu (křídlo - trup). Pro hornoplošník je tento koeficient k1 =,98. Plocha překrytí trupu a křídla byla určena o velikosti: S1 = 4 m2. Navýšení profilového odporu křídla při vysunutí vztlakové mechanizace je možné zjednodušeným způsobem upravit vynásobením opravným součinitelem, který činí pro štěrbinové klapky hodnotu 1,4. S1 c Dp=1 k 1 (23) S Hodnoty výpočtu profilového odporu jsou obsaženy v tabulkách č. 23 a Indukovaný odpor Vliv indukovaného odporu je vyjádřen vzorcem (24). l2 S K 2 cl S1 c = ( 1+δ ) Di 1 π λe S λ e =11,4 Výpočet též obsažen v tabulkách č. 23 a 24. λ e= (24) Škodlivý odpor trupu Za předpokladu, že trup negeneruje žádný vztlak a generuje jen třecí odpor, je možné jeho vliv zahrnout následujícím výpočtem. Velikost omočené plochy trupu a štíhlost trupu byla stanovena předběžně pomocí vzorce (25). 31

42 λ tr = F tr =2,85 L tr S tr F tr =33,58 m 2 L tr S 4 πtr λ tr =5,767 Odhadovaný škodlivý odpor trupu byl stanoven dle vzorce (26) (25) F tr + Δ c dtr ' S tr (26) c DšTR '=,291 Hodnota koeficientu ΔcdTR' vyjadřující zvýšení oporu trupu vlivem změny obtékání, způsobené vyčnívajícími částmi, byla určena dle literatury [11] obr. 33 jako,5. c DšTR '=c f η c Škodlivý odpor ocasních ploch S ohledem na konstrukční podobnost ocasních ploch tohoto letounu a letounu L 41 UVP, bude odhad škodlivého odporu ocasních ploch proveden dle hodnot odporů ocasních ploch letounu L 41 UVP. Potřebné vstupní a výsledné hodnoty jsou v tabulce č. 21. c Dx= (27) Skř Svop Ssop cdvop c Dsop [m ] 27,88 34,86 [m ] 4,85 9,56 [m ] 3,3 7,298 [-],2,32 [-],11,19 2 L-X1 L 41 UVP S x S 41 c S x41 S Dx Tabulka 21: Škodlivý odpor ocasních ploch Ostatní škodlivé odpory Velikost škodlivých odporů byla určena dle [11]. Vliv nýtů na křídlech při použití zapuštěných hlav nýtů je možno volit jako cdš =,6 Příspěvek k odporu od zástavby klapek je závislý na přesnosti provedení. Pro tento případ byla zvolena hodnota: cdš =, Příspěvěk od křidélek: cdš =,3 Vliv turbulence proudu za tažnou vrtulí: cdš =,3 Navýšení odporu vztlakovou mechanizací Na letounu je použita jednoštěrbinová klapka o hloubce 3% tětivy křídla. Výpočet zvýšení odporu je proveden obdobně jako v kapitole Pro tento typ klapky byla přímo z obr. 63. [11] odečtena hodnota přírůstku součinitele ΔcD. Určení součinitele KD bylo obdobné jako u výpočtu přírůstku vztlaku. 32

43 bkl/b KD,86,152,741,123 Δc D,142,714,654 Tabulka 22: Navýšení odporu vztlakovou mechanizací Výpočet poláry letounu Výstup z předcházejících výpočtů shrnují následující tabulky č. 23 a αa 2 cl 3 c D 4 αak 5 c lk -1,247,78-4 -,12,361,81-3, 1,47,82-2,127 2,59,8-1,247 3,69,77,361 4,83,78 1,47 5,94,84 2,59 6 1,6,96 3,69 7 1,16,15 4,8 8 1,28,114 5,92 9 1,36, ,2 1 1,45, , ,53, ,2 12 1,61, ,3 13 1,67, , ,74, ,43 6 cdk 7 K c L 8 K c D 9 kk clk 1 kk c dk 11 cl 12 cd ',77,71,7,72,75,78,81,83,89,98,15,12,131,154,178,217,138,22,263,33,386,464,525,592,648,715,76,81,855,9,933,972,44,45,46,45,43,44,47,54,59,64,69,73,79,87,99,12 -,53,,56,19,159,27,26,34,353,46,45,494,529,574,64,631,34,31,31,32,33,34,36,37,39,43,46,53,58,68,79,96,85,22,319,439,545,671,786,897 1,1 1,121 1,21 1,34 1,384 1,473 1,538 1,63,78,77,77,76,76,78,83,9,98,17,115,126,137,155,178,215 Tabulka 23: Výpočet poláry 1.část - čistá konfigurace Výsledná polára letounu je určena dle předcházejícího výpočtu a zobrazena na Obr αa 13 cdp 14 cl2 15 cdi 16 Δc dk 17 cd 18 c L18 19 cl4 2 cd18 21 c D ,67,66,66,66,65,67,71,78,84,92,99,18,117,133,153,185,72,47,116,1924,2969,455,6171,842 1,24 1,257 1,4641 1,715 1,9166 2,174 2,3644 2,574,2,12,3,57,87,132,181,236,295,369,43,5,563,638,695,755,,2,5,1,15,23,32,42,52,65,76,88,99,113,123,133,412,423,444,475,511,566,627,699,774,869,948,14,1123,1227,1313,1417,4633,5847,763,8312,9416 1,73 1,1921 1,377 1,4163 1,5411 1,6335 1,7318 1,815 1,974 1,9744 2,426,846,969 1,977 1,2298 1,3466 1,4857 1,6116 1,734 1,8489 1,981 2,787 2,1827 2,277 2,3685 2,4394 2,5116,55,516,537,568,64,659,72,791,867,962,141,1132,1216,1319,146,159,879,89,911,942,978,133,194,1165,1241,1336,1415,157,159,1694,178,1884 Tabulka 24: Výpočet poláry 2.část - čistá konfigurace 33

44 Z poláry letounu pro cestovní konfiguraci byla odečtena hodnota minimálního koeficientu odporu cd =,41. Polára letounu L-X1,2 δ= nesymetrická polára δ=18 δ=4,18,16,14,12 cd,1,8,6,4,2, -,5,,5 1, cl 1,5 2, 2,5 3, Obr. 2: Polára letounu Po proložení poláry letounu nesymetrickou náhradní polárou s Osvaldovým koeficientem e upraveným na hodnotu,75 a hodnotami cdm =,41, clm =,2. je možné pro další výpočty používat tuto náhradu bez rozdílů oproti vypočtené poláře letounu. 1 2 ( c c ) π λ e L Lm 1 2 c D=,41+ c L,2 ) ( π 9,647,75 Vztlaková čára letounu dle předchozích výpočtů je zobrazena na obrázku 21. c D=c Dm + 34 (28)

45 Vztlaková čára letounu 2,6 2,4 2,2 2, 1,8 1,6 cl 1,4 1,2 1,,8 δ=,6 δ=18,4 δ=4,2, α [ ] Obr. 21: Vztlakové čáry letounu 35

46 7 Výkony Následující výpočet vychází z počátečního návrhu. Z důvodu chybějících údajů pohonné jednotky (závislost výkonu na letové výšce), není možné spočítat stoupavost a dostup letounu. 7.1 Dolet Výpočet doletu je počítán pro režim konstantní výšky a rychlosti letu, dle literatury [12]. Maximální klouzavost letounu spočtena z nesymetrické analytické poláry vzorec (28). 1 π λe 2 2 c Lm + π λ e c Dm c Lm 1 π 9,647,75 K max= 2,2 2+ π 9,647,75,41,2 K max=14,46 K max= (29) Pro výpočet rychlosti minimálního potřebného výkonu použijeme nesymetrickou poláru letounu, viz vzorec (28). Dále se vypočítá potřebný tah a výkon, vzorec (3). 1 F p= ρ v 2 c D S 2 P p =F P v Rychlost minimálního potřebného výkonu Rychlost cl cd Fp [N] [km/h] [m/s] 13 36,11 1,586, , ,39 1,5618, , ,67 1,5383, , ,94 1,5152, , ,22 1,4927, , ,5 1,477, , ,78 1,4491, , ,6 1,428, , ,33 1,474, , ,61 1,3872, , ,89 1,3675,11 267, ,17 1,3482, , ,44 1,3292, , ,72 1,317, ,1 (3) Pp [kw] 1,92 1,87 1,84 1,83 1,85 1,89 1,95 11,3 11,13 11,26 11,4 11,57 11,76 11,97 Tabulka 25: Rychlost minimálního potřebného výkonu Z tabulky č. 25 je zřejmé že rychlost minimálního potřebného výkonu vmd je 133 km/h. Výpočet doletu pro podmínku konstantního součinitele vztlaku (konstantní výška a rychlost letu) je uveden ve vzorci (31). 36

47 ( ) 2 η K max m pal arctg (31) g C ep 1+( 1 m pal ) Výpočet doletů pro různé konfigurace zatížení jsou v tabulce č. 26 a jejich grafické ztvárnění je na Obr. 22. R= Závislost doletu na platícím zatížení hmotnost letounu hmotnost paliva platící zatížení dolet Tabulka 26: Závislost doletu na platícím zatížení Závislost doletu na platícím zatížení hmotnost letounu m [kg] 25 platící zatížení 2 hmotnost paliva R [km] Obr. 22: Závislost doletu na platícím zatížení 7.2 Délka vzletu Rozjezd: Pro stanovení délky rozjezdu je třeba stanovit součinitel vztlaku a odporu pro rozjezdovou část. Koeficient tření mezi koly podvozku a rozjezdovou drahou je označen f. Jelikož nejsou známy výkonové charakteristiky motoru (využitelný tah na rychlosti), bude uvažován konstantní výkon po celou dobu vzletu a to 592 kw. Účinnost vrtule zahrnuta jako lineární interpolace 2% při km/h a 8% při vlof. 37

48 Obr. 23: Schéma vzletu Rozjezd je počítán z nulové rychlosti až po rychlost rychlost odlepení: v LOF =1,1 v s18 v LOF =125 km h -1 (32) Polára letounu pro vysunutou vztlakovou mechanizaci ve vzletové poloze, vysunutý podvozek a započítaný vliv blízkosti země (tabulka č. 27 a Obr. 24) Polára letounu bez vlivu blízkosti země αa cl18 c L18 2 cd ,4633,5873,79,8338,9442 1,757 1,1949 1,318 1,4197 1,5448 1,6375 1,7361 1,8197 1,9127 1,985 2,5,2147,3449,526,6952,8916 1,1572 1,4278 1,7182 2,155 2,3865 2,6814 3,14 3,3112 3,6585 3,9224 4,226,612,622,643,674,71,765,829,92,98,179,116,1256,1343,1453,1547,1664 Opravy Δα -,1899 -,247 -,295 -,3417 -,387 -,448 -,4897 -,5372 -,5818 -,6331 -,6711 -,7115 -,7457 -,7838 -,8116 -,841 Výsledné hodnoty s vlivem blízkosti země ΔcD18 αa cd18 -,15 -,25 -,36 -,5 -,64 -,83 -,12 -,123 -,144 -,171 -,192 -,216 -,237 -,262 -,281 -,31-1,1899 -,247,795 1,6583 2,613 3,5592 4,513 5,4628 6,4182 7,3669 8,3289 9,2885 1, , , ,1599,596,597,67,625,646,683,727,78,836,98,969,14,116,1191,1267,1363 Tabulka 27: Polára letounu s vlivem blízkosti země 38

49 Polára letounu s vlivem blízkosti země,18,16 bez vlivu země,14 s vlivem země nesymetrická polára cd,12,1,8,6,4,2, -,5,,5 1, 1,5 2, 2,5 cl Obr. 24: Polára letounu s vlivem blízkosti země Výpočet zrychlení pro danou část rozjezdu: [ Fv ρ v2 S f ( c D f c Lopt ) G G Délka pozemní části vzletu: a x =g v LOF Lg= ] v dv ax (33) (34) Délka vzdušné části vzletu: [ v 22 v 2LOF G +hp 2g ( F D )stř Rychlost po dokončení vzletu: L a= ] v 2 =1,2 v s v 2 =137 km/h Střední rychlost pro výpočet vzdušné části: v LoF +v 2 2 v stř =131 km/h Rozdíl tahu a odporu pro střední rychlost vzdušné části vzletu: v stř = ( F D )stř =( )=9861 N (35) (36) (37) (38) 39

50 Výpočtová tabulka délek vzletů pro různý povrch vzletových drah: Délka vzletu pro maximální vzletovou hmotnost Lg Koeficient tření dráhy Typ dráhy [-] [m] beton,3 177 zpevněná zem,4 185 suchá krátká tráva,5 193 vysoká tráva (nad 2cm),1 222 nezpevněná zem (sníh),3 232 La [m] L [m] Tabulka 28: Délka vzletu pro různé povrchy drah 7.3 Délka přistání Obr. 25: Schéma přistání Pro přistávací manévr je uvažována výška překážky hp = 15 m a s pohonnou jednotkou na volnoběh (uvažován nulový tah). Délka klesání: Zjednodušený výpočet úhlu klesání pro referenční rychlost: v ref =1,3 v sf v ref =134 km h-1 (39) Velikost vztlaku a odporu pro referenční rychlost v přistávací konfiguraci: clref = 1,49; cdref =,114. Z toho plyne úhel klesání: γ k =arctg ( ) c Dref c Lref (4) γ k =4,38 Výška počátku přechodového oblouku (poloměr přechodového oblouku vzorec (43): h =r ( 1 cos( γ k ) ) h =2 m 4 (41)

51 Délka úseku klesání: h p h tg ( γ k ) x k =17 m xk = (42) Přechodový oblouk: Výpočet poloměru přechodového oblouku: Referenční násobek byl zvolen nref = 1,2 2 v ref g ( nref 1) r =76 m Zjednodušené stanovení délky přechodového oblouku: r= (43) x =r sin( γ k ) x =54 m (44) s a= x k + x s a=224 m (45) Délka vzdušné části: Výpočet pozemní části Za předpokladu že letoun okamžitě po doteku přejde na nulový úhel náběhu, je následně konstantní součinitel vztlaku a odporu ( cl =,84; cd =,99). Výpočet zrychlení podle následujícího vzorce. Třecí součinitel zvolen,18. a x= ff f (G L ) = m m (46) Výpočet dráhy proveden dle: ( ) Δv (47) ax Po provedení těchto výpočtů s krokem 5 km/h byla vypočtena celková dojezdová dráha o délce sg = 532 m. s=v t =v Celková délka přistání je: s=s g + s a s=756 m (48) 41

52 8 Uspořádání jednotlivých verzí Letoun L-X1 je koncipován jako vysoce univerzální letoun. Pro rychlou změnu konfigurace, s výjimkou fotogrametrické verze. 8.1 Cestovní verze Jedná se o civilní variantu určenou přednostně pro přepravu až 9 osob s pilotem, nebo až osmi osob s dvěma piloty. Je možné vyrobit jak univerzální verzi pro rychlou přestavbu na nákladní, tak nekonfigurovatelnou verzi, dle požadavků zákazníka. V případě verze pro rychlou přestavbu se budou sedadla uchycena na univerzální elementy, sloužící i pro ustavení nákladu. V zadní části kabiny je přepážkou oddělený prostor pro zavazadla, tento prostor má posuvné dveře. Obr. 26: Schéma cestovní verze 8.2 Výsadková verze Jde o jednoduchou úpravu cestovní verze, kdy se sedadla vymění za boční lavice pro výsadkáře a v horní části se napříč kabinou napne lano pro karabinu. Letoun v této konfiguraci může být používán jak pro sportovní, tak vojenské účely. Je možné pojmout až 1 parašutistů, s ohledem na potřebný dolet. Obr. 27: Schéma výsadkové verze 8.3 Požární, hlídková verze Tato verze letounu vyžaduje drobnou úpravu ve formě instalace komunikačního zařízení schopného komunikovat s pozemními jednotkami. Dále je potřeba instalovat do spodní části trupu dálkově řízenou termokameru. Tato verze bude využívána pro hlídkování v oblasti rozsáhlých požárů a díky termokameře bude schopna označit oblasti s možností znovuvznícení. Osádku tvoří tři členové: dva piloti a operátor sledovacích zařízení, který má k dispozici stolek s notebookem a komunikační kanál k pilotům a k pozemním členům záchranných sborů. 42

53 Obr. 28: Schéma protipožární verze 8.4 Nákladní verze Jde prakticky o základ všech ostatních verzí, kdy má prostor kabiny rovnou úložnou plochu s množstvím úchytných prostředků, sloužících pro bezpečné upevnění přepravovaného nákladu či pošty. Základní schéma této verze je na následujícím obrázku. Po odstranění přepážky odělující nákladový prostror civilní verze je možné prostor pro náklad prodloužit o jeden metr. Obr. 29: Schéma nákladní verze 8.5 Zdravotní verze Určena pro přepravu nemocných či zraněných osob na větší vzdálenosti. Kabina je vybavena 6-ti lehátky pro zraněné osoby a dvěma sedadly pro zdravotnický personál. Samozřejmě je zde i přítomno vybavení pro podání základní zdravotnické péče, v místě 9. sedadla a v nákladovém prostoru. Obr. 3: Schéma zdravotní verze 43

54 9 Studie nákladů na vývoj Tento rozbor nákladů vývoje a výroby prototypů je pouze orientační s přihlédnutím na finanční vývoj ekonomiky, tedy cen mezd, cen materiálů a vývoji inflace. Při odhadech cen nákladů se dá postupovat dvěma způsoby: rozpočítáním položek odhadovaných z již nabytých zkušeností jiného vývoje a aktuálních cen materiálů a výše mezd dle metodiky USAF, vyvinuté pro vlastní státní zakázky, které se opírají o rozbor statistických dat a kontraktů USAF a cen v dolarech. Obě metody vedou k velice podobným výsledkům v oblasti potřebné kapacity a hodinové náročnosti. Jelikož je metoda určená pro výpočet hodnot v amerických dolarech roku 197, je nutné tuto měnu nutné podělit přepočetním faktorem CF (conversion factor), jehož odhad činí pro tento rok,166[15]. Uvažované výdaje inženýrské hodiny je 5 Kč/h, výdaje na vedoucího výroby 38 Kč/h a dělnické hodiny 3 Kč/h. Ceny těchto hodin pro americký trh jsou převzaty z původního materiálu a poděleny inflačním koeficientem. Poté jsou tyto hodinové mzdy: Inženýrská 9 $/h, vedoucí výroby 72 $/h a dělnická 65 $/h. 9.1 Náklady na vývoj a výrobu prototypů letounu L-X1 Vstupními hodnotami, pro výpočet vývojových a výrobních nákladů, jsou tyto hodnoty: A = 265 lb tzv. ampr-weight - což znamená váha holého draku bez instalací a pohonné jednotky. S = 25 kt maximální horizontální rychlost letu v optimální výšce (3m MSA). Q = 3,5 ks počet vyrobených prototypů (jeden letoun pevností zkoušky, dva letové prototypy a 5% letounu pro testování instalace motoru a vnitřních zařízení). 9.2 Inženýrské vývojové práce (E) Inženýrské vývojové práce obsahují: 44 návrhové studie a sestavy tunelové zkoušky makety zkoušky motorů zkušebny, laboratorní práce, stendové zkoušky subystémů vývojové pevnostní zkoušky výkresovou dokumentaci

55 výběr a ověření materiálů vypracování technologických postupů změny a jejich zavedení výpočty spolehlivosti Celkový počet inženýrských hodin je: E=,396 A,791 S 1,526 Q,183 E= Eh (49) 9.3 Zajištění vývoje Zajištěním vývoje se rozumí nevratný vklad do vývoje a výroby maket, zkušebních vzorků a částí, zkušebních vzorků pro statické zkoušky, stendů a přípravků potřebných pro konstrukci a vývoj. Obsahuje tedy materiál a pracovní hodiny (T + D). D=,8325 A,873 S 1,89 Q,346 D D= $ 197 (5) Při předpokladu že z této částky tvoří 2 % materiál, 4 % hodin inženýrských a 4 % dělnické hodiny. Hodnota ceny materiálu je $ 197, v dnešní ceně $ 213. Dále pak Eh a Dh. 9.4 Přípravkové vybavení (T) Metodika USAF zahrnuje mezi přípravky i všechno vybavení spojené s výrobou (různá měřidla, šablony, modely atd.). Vypočtené T-hodiny zahrnují přípravu výrobních přípravků, jejich výrobu, kontrolu i údržbu. Pro prototypovou produkci letounů je počítána měsíční produkce o hodnotě,25. Kapacita, potřebná k zajištění přípravkové výroby:,764,899,178,66 T =4,127 A S Q R (51) T = Th Z toho 3% připadá na inženýrské hodiny (67 81 Eh) a 7% na vedoucí výroby ( Th). 9.5 Výroba (L) Tato část zahrnuje vše spojené s výrobou čistého draku letounu. V čistém draku letounu jsou zamontovány i části, které se nepočítají do čisté váhy konstrukce, ale musí se instalovat před jejím dokončením. Výrobní náklady v dělnických hodinách: L=28,984 A,74 S,543 Q,524 L= Dh (52) 45