NÁVRH KONCEPCE SYSTÉMU VZTLAKOVÉ KLAPKY PRO NOVOU GENERACI SPORTOVNÍHO LETOUNU

Transkript

1 VYSOKÉ UČENÍ TECHNICKÉ V BRNĚ BRNO UNIVERSITY OF TECHNOLOGY FAKULTA STROJNÍHO INŽENÝRSTVÍ LETECKÝ ÚSTAV FACULTY OF MECHANICAL ENGINEERING INSTITUTE OF AEROSPACE ENGINEERING NÁVRH KONCEPCE SYSTÉMU VZTLAKOVÉ KLAPKY PRO NOVOU GENERACI SPORTOVNÍHO LETOUNU THE CONCEPT DESIGN OF A FLAP SYSTEM FOR THE NEW GENERATION OF SPORT AIRCRAFT DIPLOMOVÁ PRÁCE MASTER'S THESIS AUTOR PRÁCE AUTHOR VEDOUCÍ PRÁCE SUPERVISOR PAVEL RENSA Ing. MARTIN KOUŘIL, Ph.D. BRNO 010

2 1.strana zadani

3 druha strana zadani

4 1. Pan/paní (dále jen autor ) LICENČNÍ SMLOUVA POSKYTOVANÁ K VÝKONU PRÁVA UŽÍT ŠKOLNÍ DÍLO Jméno a příjmení: Bytem: Štoky 40, Štoky, uzavřená mezi smluvními stranami: Narozen/a (datum a místo): , Havlíčkův Brod. Vysoké učení technické v Brně Fakulta strojního inženýrství se sídlem Technická 896/, Brno, a jejímž jménem jedná na základě písemného pověření děkanem fakulty:... (dále jen nabyvatel ) Čl. 1 Specifikace školního díla 1. Předmětem této smlouvy je vysokoškolská kvalifikační práce (VŠKP): disertační práce diplomová práce bakalářská práce jiná práce, jejíž druh je specifikován jako... (dále jen VŠKP nebo dílo) Název VŠKP: Vedoucí/ školitel VŠKP: Ústav: Datum obhajoby VŠKP: Návrh koncepce systému vztlakovém klapky pro novou generaci sportovního Ing. Martin Kouřil, Ph.D. VŠKP odevzdal autor nabyvateli v * : tištěné formě počet exemplářů.. elektronické formě počet exemplářů.. * hodící se zaškrtněte

5 . Autor prohlašuje, že vytvořil samostatnou vlastní tvůrčí činností dílo shora popsané a specifikované. Autor dále prohlašuje, že při zpracovávání díla se sám nedostal do rozporu s autorským zákonem a předpisy souvisejícími a že je dílo dílem původním. 3. Dílo je chráněno jako dílo dle autorského zákona v platném znění. 4. Autor potvrzuje, že listinná a elektronická verze díla je identická. Článek Udělení licenčního oprávnění 1. Autor touto smlouvou poskytuje nabyvateli oprávnění (licenci) k výkonu práva uvedené dílo nevýdělečně užít, archivovat a zpřístupnit ke studijním, výukovým a výzkumným účelům včetně pořizovaní výpisů, opisů a rozmnoženin.. Licence je poskytována celosvětově, pro celou dobu trvání autorských a majetkových práv k dílu. 3. Autor souhlasí se zveřejněním díla v databázi přístupné v mezinárodní síti ihned po uzavření této smlouvy 1 rok po uzavření této smlouvy 3 roky po uzavření této smlouvy 5 let po uzavření této smlouvy 10 let po uzavření této smlouvy (z důvodu utajení v něm obsažených informací) 4. Nevýdělečné zveřejňování díla nabyvatelem v souladu s ustanovením 47b zákona č. 111/ 1998 Sb., v platném znění, nevyžaduje licenci a nabyvatel je k němu povinen a oprávněn ze zákona. Článek 3 Závěrečná ustanovení 1. Smlouva je sepsána ve třech vyhotoveních s platností originálu, přičemž po jednom vyhotovení obdrží autor a nabyvatel, další vyhotovení je vloženo do VŠKP.. Vztahy mezi smluvními stranami vzniklé a neupravené touto smlouvou se řídí autorským zákonem, občanským zákoníkem, vysokoškolským zákonem, zákonem o archivnictví, v platném znění a popř. dalšími právními předpisy. 3. Licenční smlouva byla uzavřena na základě svobodné a pravé vůle smluvních stran, s plným porozuměním jejímu textu i důsledkům, nikoliv v tísni a za nápadně nevýhodných podmínek. 4. Licenční smlouva nabývá platnosti a účinnosti dnem jejího podpisu oběma smluvními stranami. V Brně dne:... Nabyvatel Autor

6 ABSTRAKT Diplomová práce se zabývá návrhem celkové koncepce sportovního pro základní výcvik, leteckou turistiku a aerovleky s využitím v aeroklubech a privátním sektoru. Cílem práce bylo navržení vnějších tvarů, výpočet základních aerodynamických charakteristik a výkonů, řešení konstrukčního a aerodynamického návrhu křídla, vztlakové mechanizace a jejího ovládání. Klíčová slova Koncepce, křídlo, trup, klapka, rozpětí, rozměry, centráž, stabilita, výkony. ABSTRACT Diploma thesis deals with design of a four-seat sport aircraft for basic training, tourist flying and glider towing, which can be used in aeroclubs and by private owners. The objective of this thesis was to design the outer shapes of the aircraft, compute the basic aerodynamic characteristics and performance, design of structural and aerodynamic layout of the wing and design of flap system with governing. Keywords Conception, wing, fuselage, flap, span, dimensions, position of center of gravity, stability, performance.

7 Bibliografická citace: RENSA, P.. Brno: Vysoké učení technické v Brně, Fakulta strojního inženýrství, s. Vedoucí diplomové práce Ing. Martin Kouřil, Ph.D.

8 MÍSTOPŘÍSEŽNÉ PROHLÁŠENÍ: Místopřísežně prohlašuji, že jsem byl seznámen s předpisy pro vypracování diplomové práce a že jsem celou diplomovou práci, včetně příloh, vypracoval samostatně s použitím uvedené literatury. V Brně dne

9 PODĚKOVÁNÍ: Tímto bych chtěl poděkovat všem, kteří mi pomohli vypracovat tuto diplomovou práci. Dále děkuji všem pracovníkům Leteckého ústavu FSI za jejich pomoc k dokončení studia.

10 Obsah 1 Úvod 3 Statistika 3 3 Návrh 6 4 Hmotnostní odhad 8 4. Hmotnosti závislé na vzletové hmotnosti Hmotnost křídla Hmotnost trupu Hmotnost ocasních ploch Hmotnost přistávacího zařízení Hmotnost řízení Hmotnost výstroje a vybavení draku Avionika a přístroje Hmotnost palivové instalace Hmotnost elektrické instalace Záchranná výstroj Hmotnost vlečného zařízení Hmotnost nátěrů, protikorozních opatření Celková hmotnost výstroje a vybavení Výsledné hmotnosti Celková hmotnost závislá na vzletové hmotnosti Prázdná hmotnost Přehled vypočítaných hmotností 16 5 Základní technické údaje 17 6 Aerodynamický návrh Volba profilů Reynoldsova čísla Charakteristiky profilů Základní rozměry křídla Maximální součinitele vztlaku křídla Pádové rychlosti Polára Polára křídla bez vlivu indukovaného odporu Indukovaný odpor Škodlivé odpory Vliv změny úhlu náběhu na škodlivý odpor Výsledná polára Polára pro vzlet a přistání 4 7 Letové obálky Výpočet manévrovací obálky: 5 7. Výpočet poryvové obálky: Výpočet klapkové obálky Souhrn výsledných rychlostí a násobků 8 8 Základní výkony Potřebný výkon a tah 9 8. Využitelný výkon a tah Maximální rychlost horizontálního letu

11 8.4 Maximální stoupací rychlost Délka vzletu přes překážku Délka pozemní části vzletu-rozjezdu Délka vzdušné části vzletu - rozlet Celková délka vzletu Délka přistání přes překážku Délka vzdušné části přistání Délka pozemní části přistání - dojezd Celková délka přistání 34 9 Centráže Centráž prázdného Centráž s proměnnými hmotnostmi Stabilita a řiditelnost Podélná statická stabilita Aerodynamický střed s pevným řízením Aerodynamický střed s volným řízením Statická zásoba Návrh koncepce vztlakové klapky 40 1 Závěr Seznam použitých zdrojů 4 14 Seznam použitých zkratek a veličin Seznam příloh Seznam příloh Seznam výkresů

12 1 Úvod Námět pro tuto diplomovou práci vyšel ze současného stavu českého všeobecného letectví, zejména sportovního motorového létání v aeroklubech, kdy je často používán jeden typ pouze pro jeden účel - např. řada Z-6 pro vlekání kluzáků, Z-4/14 pro základní výcvik a nácvik akrobacie, Z-43 pro turistické létání. Provozování více jednoúčelových letounů je však finančně náročné, zejména pro malé provozovatele. Dále se začíná projevovat stáří leteckého parku spojené se situací výrobců a dostupností adekvátní údržby. Někteří provozovatelé tuto situaci řeší nákupem letounů zahraničních výrobců s nižšími provozními náklady, což však nemusí řešit jednoúčelovost. Pro část provozovatelů by byl vhodnější jeden typ schopný zastat všechny tyto účely. Nahrazení více typů jedním se pak projeví zvýšeným náletem, snížením provozních nákladů i jejich snadnějším plánováním. Předmětem diplomové práce je návrh celkové koncepce sportovního pro základní výcvik, leteckou turistiku a aerovleky s využitím v aeroklubech a privátním sektoru. Předpokladem je čtyřmístné uspořádání v konfiguraci +, výkonová rezerva pro vlekání, přijatelné letové vlastnosti jak pro cestovní let, tak pro výcvik a vlekání a samozřejmě přiměřená cena. Následně u zvolené koncepce provést aerodynamický návrh křídla, vztlakové mechanizace a jejího ovládání. Statistika Za účelem seznámení se s podobnými typy letounů v dané kategorii a stanovení výchozích parametrů navrhovaného byla vypracována statistika. Do ní bylo zařazeno celkem 3 letounů. Obsahuje 14 v současnosti vyráběných letounů, 7 typů, které se již nevyrábí, nicméně je možné se s nimi v provozu stále setkat, a letouny kategorie Experimental. Většinou se jedná o dolnoplošníky s klasickým uspořádáním ocasních ploch a příďovým podvozkem poháněné nepřeplňovanými motory o výkonech kw. Tato kategorie je velice rozmanitá, byly proto do ní vybírány ty letouny, které jsou velmi rozšířené, autor je považuje za zajímavé nebo s nimi autor sám jako pilot přišel do styku

13 .1 Přehled letounů statistiky FSI VUT v Brně Rozměry Hmotnosti Výkony Pohonná jednotka Rozpětí Délka Výška Plocha křídla Prázdná MTOW Vc_0,75 Vs0 Stoupavost Vzlet do 15m Prakt. dostup Dolet Typ Max vzlet. výkon Povozek Certifikace typu Certifikace verze Letoun [m] [m] [m] [m^] [kg] [kg] [km/h] [km/h] [m/s] [m] [m] [km] [-] [kw] [-] [rok] [rok] Lycoming IO-360- Beechcraft A4R Sierra A1B Zatahovací Cessna C-17S Skyhawk SP Lycoming IO-360-LA Pevný Cessna C-18T Skylane Lycoming IO AK1A Pevný Cessna C-350 Corvalis TCM IO-550-N Pevný 1998 Cirrus SR TCM IO-360-ES Pevný 1998 Cirrus SR TCM IO-550-N Pevný 000 Diamond DA40 XLS Lycoming IO M1A Pevný 001 Mooney M0R Ovation TCM IO-550-G Zatahovací Piper PA-8 Archer III Lycoming IO A4M Pevný Piper PA-8 Arrow III Lycoming IO C1C Zatahovací Piper PA-8 Warrior III Lycoming O-30-D3G Pevný Robin DR Regent Lycoming O-360-A3A Pevný 197 Socata TB-9 Tampico GT Lycoming O-30-DA Pevný Socata TB-10 Tobago GT Lycoming O-360-A1D Pevný Socata TB-0 Trinidad GT Lycoming IO C4D5D Zatahovací Zlín Z-143 LSi Lycoming IO C4D Pevný Gardan Gy Horizon Lycoming O-360-AA Zatahovací 1963 Orličan L-40 Metasokol M Zatahovací 1958 Reims FR-17H TCM IO-360-D Pevný Ryan L-17B Navion Continental E Zatahovací Zlín Z M-337A Pevný 197 Dyn Aero MCR-4S Rotax 91 S Pevný 000 Vans RV TCM IO-360-D Pevný

14 Z letounů uvedených ve statistice se pro turistické létání, tak i pro vlekání kluzáků používají stroje C-17, C-18, Diamond DA40, Robin DR400, FR-17, Z-43 a Z-143. O výrobě verze s možností vlekání dále uvažuje výrobce DynAero v souvislosti s připravovanou certifikací. Reims FR-17H Robin DR400 Zlín Z-43/143 Podrobný datový soubor statistiky je přiložen na CD

15 3 Návrh 3.1 Certifikační báze S ohledem na velikost a předpokládané využití je uvažováno o certifikaci dle předpisů CS-3 resp. FAR-3 v kategoriích Normal a Utility. Kromě zástupců kategorie Experimental jsou podle těchto předpisů certifikovány všechny letouny statistiky, popřípadě podle předpisů jednotlivých států, které předcházely jednotnému CS-3. Definice kategorie: Maximální vzletová hmotnost méně než 5670 kg maximálně 9 osob na palubě vyjma pilota (pilotů) maximální pádová rychlost menší než 113 km.h Volba koncepce Na základě statistiky a osobních zkušeností s některými typy volím základní koncepci jako celokovový dolnoplošník s motorem v tažném uspořádání, klasickým uspořádáním vodorovných ocasních ploch a pevným tříkolovým příďovým podvozkem. Křídlo s jedním hlavním a jedním pomocným nosníkem je kombinovaného půdorysu, kdy vnitřní část s 30% Fowlerovou vztlakovou klapkou je obdélníková, zatímco vnější část s křidélkem je lichoběžníková. Tento tvar by měl zaručit výkony podobné křídlu lichoběžníkovému při zachování pádových vlastností křídla obdélníkového s podobnou technologickou náročností. Trup je poloskořepinové konstrukce s uspořádáním prostoru pro posádku +, pevným čelním štítkem a odsuvným kapkovitým překrytem. Pro ocasní plochy uvažuji provedení se symetrickým profilem, přičemž svislá ocasní plocha je konstrukčně a rozměrově stejná s polovinou VOP. 3.3 Výchozí parametry pro návrh Na základě statistiky volím tyto výchozí parametry: Maximální vzletová hmotnost W = 100 kg = 645 lb Plošné zatížení křídla W/S = 90 kg.m - = 18,433 lb.ft - Zatížení rozpětí křídla W/b = 110 kg.m -1 Výkonové zatížení W/P = 8 kg.kw -1 Předpokládaná maximální rychlost V C = 300 km.h -1 Předpokládaná rychlost aerovleku V T = 15 km.h -1 Předpokládaná pádová rychlost v čisté konfiguraci V S = 110 km.h -1 Předpokládaná pádová rychlost v přistávací konfiguraci V S0 = 90 km.h Volba pohonné jednotky Maximální vzletové hmotnosti a výkonovému zatížení odpovídá jednotka o výkonu cca 150 kw a více. V úvahu proto přicházejí motory Teledyne Continental IO- 360, Textron Lycoming IO-360A nebo IO-390X. Volím Teledyne Continental IO- 360DB, což je plochý, zážehový, vzduchem chlazený šestiválec o zdvihovém objemu 5,9 litru, vzletovém a maximálním trvalém výkonu 157 kw při 800 ot.min -1 a suché hmotnosti 148,6 kg

16 3.5 Volba Vrtule Pro vybranou pohonnou jednotku je na trhu dostupné velké množství vrtulí dřevěných, kovových nebo kompozitových, dvou a vícelistých, pevných či stavitelných. S ohledem na předpokládané využití s velkým rozsahem rychlostí se jako výhodnější jeví stavitelná vrtule konstantních otáček. Volím vrtuli Hoffman HO-V13F/180R, což je třílistá hydraulická vrtule konstantních otáček s duralovou hlavou a laminovanými dřevěnými listy. Průměr vrtule je 1,85 m, hmotnost,5 kg a je určena pro výkon do 164 kw při maximálně 800 ot.min -1. Výhodou třílisté vrtule je vyšší statický tah při rozjezdu a stoupání, nevýhodou potom nižší cestovní výkony

17 4 Hmotnostní odhad 4.1 Hmotnosti nezávislé na vzletové hmotnosti Max. výkon motoru: P := 157 kw P HP P := P HP = HP Hmotnost motoru: W en := kg W mo W en := W mo = lb Hmotnost pohonné jednotky podle [1]: W pjp := 1.16 W en P W pjp = kg ( ) Hmotnost pohonné jednotky podle [4], metoda USAF: 0.9 m pjus :=.575 W mo m pjus = lb W pjus := m pjus W pjus = kg Výsledná hmotnost pohonné jednotky: W pjp + W pjus W PJ := W PJ = kg Hmotnost motorové gondoly Do hmotnosti gondoly jsou započítány hmotnosti motorového lože, motorová instalace, kryty motoru a pod. Torenbeekova metoda dle [4]: W gt := P W gt = kg - 8 -

18 Metoda Projektování dle [4]: Hmotnost gondoly W gp := P W gp = kg W gt + W gp W G := W G = kg Hmotnosti nezávislé na vzletové hmotnosti se tedy celkem rovnají: W NEZ := W PJ + W G W NEZ = 36.1 kg 4. Hmotnosti závislé na vzletové hmotnosti 4..1 Hmotnost křídla Metoda USAF pro letouny Všeobecného letectví podle [4] 1 + λ k USAF := tl max ( ) 0.36 n ult m KUS := W TO v hkt A ( ) cos Λ 1i S ft k USAF m KUS = lb W KUS := m KUS W KUS = kg Raymerova metoda pro letouny Všeobecného letectví podle [] k Raymer λ tl max := cos( Λ 1i4 ) A m kga := S ft W pak q k cos( Λ 1i4 ) Raymer 0.6 ( ) 0.49 n u W TO m kga = lb W KGA := m kga W KGA = kg - 9 -

19 Metoda projektování dle [1]: W KP := W 0.1 W KP = 10 kg Výsledná hmotnost křídla W KP + W KUS + W KGA W KR := W KR = kg 4.. Hmotnost trupu Metoda USAF pro utility airplanes dle [4] 3 m FUS := 00 W TO n u 10 5 m FUS = 7.38 lb 0.86 l trft w trft + h trft 10 v ck W FUS := m FUS W FUS = kg Metoda dle projektování [1]: W TRP Výsledná hmotnost trupu: 4..3 Hmotnost ocasních ploch Metoda USAF dle [4]: VOP m HUS := 17 := 0.08 W W TRP = 96 kg W TRP + W FUS W TR := W TR = kg W TO n ult S VOft l voft b voft tl voft m HUS = lb W HUS := m HUS W HUS = 16.8 kg

20 SOP m VUS := 98.5 W HUS := m HUS W HUS = 16.8 W TO n ult S SOft b soft tl soft m VUS = lb W VUS := m VUS W VUS = kg Výsledná hmotnost ocasních ploch dle metody USAF: W OPUS := W HUS + W VUS W OPUS = kg Hmotnostní podíly SOP a VOP z celkové hmotnosti ocasních ploch dle metody USAF: W HUS x VOP := x W VOP = 0.74 OPUS x SOP W VUS := x W SOP = 0.76 OPUS Hmotnost OP Torenbeekova metoda dle [4]: m OPT := 0.04 n ult S VOft + S SOft m OPT = lb ( ) W OPT := m OPT W OPT = kg 0.75 Hmotnost OP projektování dle [1] W OPP := 0.03 W W OPP = 36 kg Hmotnost ocasních ploch W OPUS + W OPP + W OPT W OP := W OP = kg

21 Hmotnost svislých ocasních ploch z celkové hmotnosti ocasních ploch na základě poměru z metody USAF W SOP := x SOP W OP W SOP = 6.97 kg Hmotnost vodorovných ocasních ploch z celkové hmotnosti ocasních ploch na základě poměru z metody USAF W VOP := x VOP W OP W VOP = kg 4..4 Hmotnost přistávacího zařízení Poměrný přístup projektování dle [1] W pz := 0.04 W W pz = 48 kg Přístup po částech projektování dle [1] Příďový podvozek: W pjpp := W W pjpp = kg Hlavní podvozek W pjhp := W W pjhp = 31.9 kg Podvozek celkem: W pp := W pjhp + W pjpp W pp = kg Hmotnost podvozku W pp + W pz W P := W P = kg Z toho na hlavní podvozek připadá 75% hmotnosti, na příďový podvozek 5%. hlavní W HP := 0.75 W P W HP = 35.8 kg příďový W PRP := 0.5 W P W PRP = kg - 1 -

22 4..5 Hmotnost řízení Metoda USAF dle [4] Torenbeekova metoda dle [4] 0.66 W fcu := W TO W fcu = W rizu := W fcu W rizu = W fct := 0.64 W TO W fct = 1.4 lb W rizt := W fct W rizt = kg Metoda projektování dle [1] Hmotnost řízení k riz := 0.34 Pro cvičné letouny 3 W rizp := k riz W W rizp = kg W rizu + W rizp + W rizt W RIZ := W RIZ = kg Hmotnost výstroje a vybavení draku Avionika a přístroje Metoda GD dle [4] m iae := W TO W TO W TO 1000 m iae = 6.31 lb W iae := m iae W iae = 8.65 kg

23 4.3. Hmotnost palivové instalace Raymerova metoda dle [] m fr :=.49 V Paga N V t Pakrga 1 + V Paga Hmotnost elektrické instalace Metoda Cessny dle [4] m elc Záchranná výstroj Do této výstroje je započítán např. ELT, povinná lékárnička apod m fr = lb W fr := m fr W fr =.30 kg :=.06 W TO m elc = lb W elc := m elc W elc = 31. kg Metoda USAF dle [4] m fr + W iae m elus := 46 m elus = lb W elus := m elus W elus = 5.41 kg Výsledná hmotnost elektrického systému: W elc + W elus W els := W els = kg W TO m EM := 107 m EM = lb W EM := m EM W EM = kg

24 4.3.5 Hmotnost vlečného zařízení W VZ := kg Hmotnost nátěrů, protikorozních opatření Roskamova metoda dle [4] m nat := W TO m nat = lb W nat := m nat W nat = 3.6 kg Celková hmotnost výstroje a vybavení W VV := W iae + W fr + W els + W EM + W VZ + W nat W VV = kg 4.4 Výsledné hmotnosti Celková hmotnost závislá na vzletové hmotnosti W ZAV := W P + W RIZ + W TR + W OP + W KR + W VV W ZAV = kg 4.4. Prázdná hmotnost W E W NEZ + W ZAV W E = := kg Vzhledem ke značným rozdílům a přístupu některých metod jsem rozhodl navýšit hmotnost jednotlivých celků a systémů o 10%, vyjma hmotnosti pohonné jednotky, ze které hmotnost motoru a vrtule tvoří cca 75% hmotnosti a tudíž nemá cenu ji dále navyšovat o 10%, tím spíše, že gondola motoru je uvažována samostatně. Tímto se zároveň vytvoří záloha pro případný nárůst hmotnosti do budoucna v důsledku různých konstrukčních opatření

25 4.5 Přehled vypočítaných hmotností Vypočtená hmotnost [kg] Výsledná hmotnost [kg] Celek Pohonná jednotka 1,194 1, Motorová gondola 14,906 16,4 Křídlo 79,74 87,7 Trup 109,744 10,7 SOP 6,97 7,6 VOP 18,19 0,0 Hlavní podvozek 35,80 38,8 Příďový podvozek 11,760 1,9 Řízení 53,685 59,1 Avionika a přístroje 8,65 31,1 Palivová instalace 3,30 5,6 Elektrická instalace 41,806 46,0 Záchranná výstroj 8,696 9,6 Vlečné zařízení,0,0 Nátěr 3,600 4,0 Prázdná hmotnost 659,099 70,7-16 -

26 5 Základní technické údaje Letoun: Délka... 8,81 [m] Výška...,95 [m] Vzletová hmotnost [kg] Prázdná hmotnost [kg] Maximální plošné zatížení... 89,5 [kg.m - ] Křídlo: Rozpětí... 10,7 [m] Hloubka kořenového profilu (konstantní do vzdálenosti 3,05 m polorozpětí) 1,35 [m] Hloubka koncového profilu... 0,9 [m] Nosná plocha... 13,41 [m ] Štíhlost... 8,538 [-] Kořenový profil... LS(1)-0417 Koncový profil... LS(1)-0413 Trup: Délka... 8,8 [m] Max.šířka... 1, [m] Max.výška... 1,35 [m] VOP: Rozpětí... 3, [m] Hloubka kořenového profilu... 1,0 [m] Hloubka koncového profilu... 0,75 [m] Plocha...,8 [m] Štíhlost... 3,7 [-] Mohutnost k AS KŘ... 0,8 [-] Profil... NACA 001 SOP: Plocha [m ] Profil... NACA

27 6 Aerodynamický návrh 6.1 Předpoklady řešení Není uvažován vliv stlačitelnosti. Veškerý vztlak je vyvozován pouze křídlem. 6. Volba profilů Pro křídlo byly zvoleny laminární profily řady LS(1)-041X, které byly v 70. letech 0. století vyvinuty pro letouny všeobecného letectví jako náhrada za profily NACA řady 60. Byly navrženy pro provozní součinitel vztlaku 0,4 při Re Mají oproti předchozí řadě zlepšeny pádové vlastnosti, dále dosahují lepších výkonů při stoupání s c l 1, kdy se řada 60 již dostávala mimo oblast laminárního "nosu" a odpor jí rostl zhruba na dvojnásobek. Profily řady LS se dále vyznačují vyššími součiniteli vztlaku c lmax 1,8, který umožňuje navrhovat relativně nízké přistávací rychlosti. Průběh tloušťky dále dává široký prostor pro možné umístění nosníku. Nevýhodou této řady je velký součinitel klopivého momentu. Pro kořenový profil byl užit LS(1)-0417, pro koncový pak LS(1)-0413, který jej vhodně doplňuje z hlediska pádových vlastností. Pro ocasní plochy jsem zvolil ve velké míře užívaný profil NACA Reynoldsova čísla Reynoldsova čísla jsou vypočtena pro rychlosti z výchozích parametrů a to pro kořenovou a koncovou tětivu: dynamická viskozita vzduchu... µ 15 = 17, [kg.m -1.s -1 ] hustota vzduchu 0 m MSA... ρ 0 = 1,56 [kg.m -3 ] Re ρ 0 c. v µ 1,56 1,35.5 = 6 17, = 15 C = 1, [ ] Rychlost Reynolds pro tětivu [-] [km.h -1 ] [m.s -1 ] c=1,35 c=0,9 90 5,0,36E+06 1,550E ,3 7,75E+06 5,168E

28 6.4 Charakteristiky profilů Potřebné informace pro stanovení charakteristik byly vyčteny z příslušných NASA reportů. Tvar profilu, souřadnice, poláry, vztlakové a momentové křivky jsou uvedeny v příloze Základní výpočtová data profilů křídla jsou shrnuta v následující tabulce: Profil LS(1) LS(1) Úhel nulového vztlaku α 0 [ ] -4-4 Max. součinitel vztlaku c LmaxP [-] 1,7 1,6 Max. souč. vztlaku, vztlak. klapka 0 c LmaxP0 [-] 3,16 - Max. souč. vztlaku, vztlak. klapka 40 c LmaxP40 [-] 3,8 - Souč. momentu při nulovém vztlaku C m0 [-] -0,1-0,11 Sklon vztlakové čáry a P [rad -1 ] 6,685 6,589 Poměrná tloušťka profilu - [-] 0,17 0, Základní rozměry křídla Křídlo je kombinovaného půdorysu s přímou aerodynamickou osou, nekroucené s konstantní hloubkou do vzdálenosti 3,05 [m] od osy trupu. Fowlerova vztlaková klapka je konstantní hloubky 30%, křidélko má hloubku proměnnou od 30% ve vzdálenosti 3,05 [m] po 5% na konci křídla

29 6.6 Maximální součinitele vztlaku křídla Pro výpočet maximálního součinitele křídla v cestovní konfiguraci byl použit program Glauert III, který pro předběžný výpočet aerodynamických vlastností křídla plně postačuje. Rozložení vztlaku po rozpětí viz. příloha. Výsledné hodnoty: a kř = 5,5 [rad -1 ]... sklon vztlakové čáry křídla c Lmaxkř =1,568 [-]... maximální součinitel vztlaku křídla v čisté konfiguraci α 0 = -3,999 [ ]... úhel nulového vztlaku δ = 0,096 [-]... glauertův opravný součinitel Přírůstek profilového vztlaku Fowlerovy klapky získaný z NASA reportů: c L kl 0 =1,56 [-] přírůstek vztlaku profilu s výchylkou klapky 0 c L kl 40 =, [-] přírůstek vztlaku profilu s výchylkou klapky 40 Součinitel vztlaku křídla s vychýlenou klapkou určen podle metodiky z [5]. k y = k y1 - k y = 0,66 0, = 0,44 [-] opravný součinitel pro korekci na částečné rozpětí klapky c L kř 0 = k y. c L kl 0 = 0,44.1,56 = 0,686 [-] přírůstek součinitele vztlaku křídla při výchylce klapky 0 c L kř 40 = k y. c L kl 40 = 0,44., = 0,968 [-] přírůstek součinitele vztlaku křídla při výchylce klapky 40 c Lmax kř 0 = c Lmax kř + c L kř 0 =,54 [-] maximální součinitel vztlaku křídla při výchylce klapky 0 c Lmax kř 40 = c Lmax kř + c L kř 40 =,536 [-] maximální součinitel vztlaku křídla při výchylce klapky Pádové rychlosti Pádové rychlosti v jednotlivých konfiguracích jsou vypočteny podle vzorce:. m. g 1 vs = [ m. s ] ρ. c. S L max kř Tabulka vypočtených hodnot: Konfigurace cestovní vzletová přistávací Výchylka klapky [ ] Max. souč. vztlaku křídla [-] 1,568,54,536 Pádová rychlost [m.s -1 ] 30, 5,1 3,76 Pádová rychlost [km.h -1 ] 108,8 90,8 85,5-0 -

30 6.8 Polára Pro předběžné stanovení výkonů bude vytvořena polára v cestovní konfiguraci bez vlivu země. Polára je funkční závislost součinitele vztlaku c L a součinitele odporu c D při měnícím se úhlu náběhu.výpočet provedu podle metodiky dle [5]. Tato metodika předpokládá lineární změnu součinitele profilů podél rozpětí křídla. Základem jsou poláry profilů z NASA reportů na CD. Závislost součinitele odporu na součiniteli vztlaku se vypočítá dle vztahu: c c S cl D = cdkř 1 k1 + D = c DKř cxx. S x cl 1 1 ( 1 + δ ) + 1,03 + ( 1 + δ ) 1 S π. Ae S π. Ae e S 1 1 k1 + c DI + cds + cds S Polára křídla bez vlivu indukovaného odporu Pro křídlo s kombinovaným půdorysem se vypočítají nejprve charakteristiky jednotlivých částí a následně se přepočítají na celé křídlo dle následujících vztahů: Polára obdélníkové části: Pro obdélníkové křídlo jsou hodnoty součinitele vztlaku a odporu rovny součinitelům profilovým. c = c LOb cdob = cd 0 Plocha obdélníkové části S Ob =8,35 [m ] Polára lichoběžníkové části: Pro lichoběžníkové křídlo se dosazují profilové součinitele do následujících vztahů, čímž jsou získány součinitele platící pro křídlo: c = K. c + K. c LL 0 cll = K 0. cd 0 + K K. cdk kde koeficienty K 0 a K K vyjadřují ovlivnění vlastností křídla vlastnostmi jednotlivých profilů. 1 c0 + ck 1 1,35 + 0,9 K 0 = = = 0,533 3 c + c 3 1,35 + 0,9 0 1 ck + c0 1 0,9 + 1,35 K K = = = 0,466 3 c0 + ck 3 1,35 + 0,9 Plocha lichoběžníkové části S L =5,175 [m ] K l0 Výsledná polára křídla: Výsledná polára vznikne sečtením příslušných součinitelů vztlaku a odporu dle následujících vztahů, které zohledňují plochy jednotlivých částí křídla: S0b. clob S L. cll 8,35 5,175 clkř = + = clob + cll S S 13,41 13,41 c DKř S = Ob. c S DOb S L. c + S DL = l 0 K lk 8,35 c 13,41 DOb + 5,175 c 13,41 DL - 1 -

31 6.8. Indukovaný odpor Ve vztahu pro poláru letadla se jedná o člen: cl cdi = ( 1 + δ ) π. Ae kde Ae je efektivní štíhlost křídla a δ Glauertův opravný součinitel na půdorysný tvar křídla. b K 10,7 0,8 Ae = = = 7, 7686[ ] S S Z 13,41 1,6 1 1 S 13,41 Součinitel K zvolen K=0,8, S Z je plocha křídla zakrytá trupem. Po dosazení cl cdi = ( 1+ 0,096) = 0,04 cl[ ] π.7, Škodlivé odpory Do této skupiny jsou započítány odpory křídla způsobené např. nýtováním, odpory trupu a ocasních ploch, vliv turbulence za vrtulí apod. Tyto jsou přepočítány na vztažnou plochu křídla. cdx. S x C DS = 1,03 S Škodlivé odpory křídla Volím tyto hodnoty: 0, odpor zapuštěných nýtů 0, odpor vztlakových klapek- přesnost provedení, štěrbiny 0, odpor křidélek 0, vliv turbulence proudu za vrtulí Škodlivý odpor trupu a jeho částí Součinitel odporu trupu se spočítá dle následujícího vztahu: FTR c DTR = c + f. η c. ckab STR Kde c f = 0,009 [-]... součinitel tření rovné desky pro stejné Re jako trupu η C =1, [-]... součinitel tlakového odporu - rozdíl trup vs. deska - odečten na základě štíhlosti trupu λ TR F TR = 0,33 [m ].. omočený povrch trupu, změřen v programu Unigraphics L TR = 8,8 [m]... délka trupu S TR = 1,468 [m ].. max. čelní průřez trupu, změřen v programu Unigraphics c Kab = 0,005 [-].. škodlivý odpor kabiny - -

32 LTR 8,8 λtr = = = 6, 056 [ ] STR 1, π π Potom FTR 0,33 c DTR = c f. η c. + c Kab = 0,009.1,. + 0,005 = 0, 053 [ ] STR 1,468 Škodlivý odpor ocasních ploch S SOP = 1,3 [m ] plocha SOP S VOP =,7 [m ] plocha VOP mimo plochu zakrytou trupem c D minsop =0,08[-] součinitel minimálního odporu SOP stanovený pro střední profil c D minvop =0,08[-] součinitel minimálního odporu VOP stanovený pro střední profil c DOPO = 0,003 [-] přídavný součinitel kormidla s rohovým odlehčením c DOP = = [( c + c ) S + ( c + c ). S ]. D min VOP DOPO. VOP D min SOP 1 13,41 [( 0, ,003 ).,7 + ( 0, ,003 ).1,3 ] = 0,0038 [ ] Škodlivý odpor podvozku, chlazení motoru, dále pak výfuku, antén a dalšího vybavení volím, viz. přehledová tabulka. Přehled škodlivých odporů: OPO SOP 1 S Část S x [m ] c Dx [-] S. x c Dx [m ] c DSx [-] Zapuštěné nýty ,00060 Křidélka ,00040 Vztlakové klapky ,00110 Turbulence proudu za vrtulí ,00030 Trup a kabina 1,468 0,053 0,0781 0,00583 SOP a VOP ,0038 Podvozek 0,4 0,14 0,056 0,00418 Výfuk, antény, páky řízení apod ,0050 Sací kanály motoru ,00436 Chlazení motoru 0,5 0,16 0,08 0,00596 Σ c DSx 0,0851 Výsledný škodlivý odpor: cdx. Sx c DS = 1,03 = 1,03 cdsx = 1,03 0,0415 = 0,0851 S - 3 -

33 6.8.4 Vliv změny úhlu náběhu na škodlivý odpor Tento vliv se vypočítá dle vztahu: cl 1 cl 1 cds = 1+ δ 1 = 1+ 0,096 1 = c π. Ae e π.7,7686 0,85 Kde Ae = 7,7686 [-]... efektivní štíhlost křídla δ = 0,096 [-]... Glauertův opravný součinitel e = 0,85 [-]... součinitel účinnosti ( ) ( ).0,00745[ ] Výsledná polára Výsledná polára v cestovní konfiguraci potom vznikne dosazením za jednotlivé členy do rovnice: S = 1 Z cd cdkř k1 + cdi + cds + cds S c D 1,6 = cdkř 1 0,6 + 0,04965 cl + 0,0851 = 0,975 cdp + 0,04965 cl + 0, ,41 Kde S Z cdkř 1 k1 je součinitel profilového odporu opraveného o plochu S křídla zakrytého trupem k 1 = 0,6 [-]...součinitel zahrnující vliv zmenšení obtékaného povrchu křídla o část zakrytou trupem a vliv interference mezi křídlem a trupem S Z =1, [-]... plocha křídla zakrytá trupem. Výsledná polára je zobrazena v příloze. Datový soubor je přiložen na CD. L 6.9 Polára pro vzlet a přistání Výpočet proveden stejným způsobem jako u poláry v cestovní konfiguraci, pouze je nutno zohlednit přírůstek vztlaku a odporu profilu, způsobený vysunutím klapky a zkorigovaným na klapku po části rozpětí. c L kř 0 = 0,686 [-] přírůstek součinitele vztlaku křídla při výchylce klapky 0 c L kř 40 = 0,968 [-] přírůstek součinitele vztlaku křídla při výchylce klapky 40 k y = 0,44 [-] opravný součinitel pro korekci na částečné rozpětí klapky c D kř 0 = c D kl 0. k y = 0,018.0,44 = 0, 0079 [-] přírůstek součinitele odporu křídla při výchylce klapky 0 c D kř 40 = c D kl 40. k y = 0,1.0,44 = 0, 058 [-] přírůstek součinitele odporu křídla při výchylce klapky 40 kde c D kl 0 a c D kl 40 jsou přírůstky dle [5]. Výsledné poláry jsou zobrazeny v příloze. Datový soubor je přiložen na CD

34 7 Letové obálky Výpočet bude proveden dle certifikační báze CS-3, která zároveň poskytuje metodiku pro tento výpočet. Je uvažována pouze maximální vzletová hmotnost. Pro kategorii Utility bude vzletová hmotnost snížena poměrem odpovídajícím zvýšeným násobkům. 7.1 Výpočet manévrovací obálky: W 100 0,3048 Plošné zatížení křídla: = = 18,38 lb.ft - = 877,553 N.m - S 13,41 0,4536 Cestovní rychlost: Podle CS-3 kategorie normální nesmí být menší než: W v C 33. S v ,38 = 141,8 kt = 61,7 km.h -1 C Nemusí být větší než: v C 0,9.v H = 0,9.300 = 70 km.h -1 Volím hodnotu cestovní rychlosti : v C = 70 km.h -1 Návrhová rychlost střemhlavého letu: Má platit: vd vc 1,5. M M D Protože se pohybujeme v oblasti nízkých rychlostí, lze předpokládat M D M C a pak platí: v D 1,5.v c = 1,5.70 = 337,5 km.h -1 Dále musí rychlost střemhlavého letu splňovat podmínku: v D > 1,4.v cmin = 1,4.61,7 = 366,4 km.h -1 Obě podmínky platí současně, proto volím hodnotu návrhové rychlosti střemhlavého letu: v D = 367 km.h -1 c Pádová rychlost: v S = W g ρ c S LKř = 100 9,80665 = 30, m.s -1 = 108,8 km.h -1 1,56 1,568 13,41 Volím hodnotu pádové rychlosti: v S = 109 km.h

35 Násobky zatížení a návrhové obratové rychlosti: Maximální kladný násobek n 1 = n,1 + =,1 + W , ( ) = 3,998 Volím maximální kladný násobek zatížení : n = 4 Návrhová obratová rychlost: v A v s. n = = 18 km.h -1 Maximální záporný násobek zatížení: n = n 0,4.n = 0,4. 4,4 = 1,6 Pádová rychlost letu na zádech: mtow g 100 9,80665 v Sz = = ρ c S 1,56 0,877 13,607 L min = 40,41 m.s -1 = 145,5 km.h -1 Volím hodnotu pádové rychlosti letu na zádech: v Sz = 146 km.h -1 Návrhová obratová rychlost letu na zádech: v G v Sz. n = , 6 = 184,68 km.h -1 Volím návrhovou obratovou rychlost letu na zádech: v G = 185 km.h Výpočet poryvové obálky: Maximální násobek od poryvu: K n = 1± Zmírňující součinitel: K g Relativní hmotnostní poměr: ( W / S) µ g = ρ c a g SGT P 0,88 µ g = 5,3 + µ g g ρ U 0 de ( W / S) V a 0,88,199 = = 0,71 5,3 +, ,553 = =,199 1,56 1,53 5,5 9,80665 Potom násobek od poryvu pro rychlost letu a rychlost poryvu je: n P 0,71 1,56 5,5 = 1 ± U 877,553 de V = 1±, U de V - 6 -

36 Násobek na cestovní rychlosti v C, rychlost poryvu U de = 15,4m/s: n C + n C n C = 1±, = = 1,98 4,5 3 15,4 ( 70 3,6) Násobek na návrhové rychlosti střemhlavého letu v D, rychlost poryvu U de = 7,6m/s: 3 n D = 1±, ,6 ( 367 3,6) + n D = 3,0 n D = 1,0 7.3 Výpočet klapkové obálky Pro klapkovou obálku se předpokládá maximální výchylka vztlakových klapek ( δ kl = 40 ), symetrické zatížení, maximální kladný náso bek n = a vertikální poryv o rychlosti U de = 7,6 m.s -1. Pádová rychlost na vysunutých vztlakových klapkách: mtow g 100 9,80665 v SF = = = 3,76 m.s -1 = 85,5 km.h -1 ρ c 1,56,536 13,607 L max Kř 40 S Volím pádovou rychlost letu na vysunutých vztlakových klapkách: v SF = 86 km.h -1 Návrhová obratová rychlost letu při vysunutých klapkách: v AF v SF. n = 99. = 11,6 km.h -1 Volím návrhovou obratovou rychlost v FA : v FA = 1 km.h -1 Návrhová rychlost letu s vysunutými klapkami v F : Platí dvě podmínky: v F 1,4 v S = 1,4.109 = 15,6 km.h -1 Volím návrhovou rychlost v F : v F = 155 km.h -1 v F 1,8. v SF = 1,8. 86 = 154,8 km.h -1 Násobek na návrhové rychlosti letu s vysunutými klapkami v F rychlost poryvu U de = 7,6m/s: 3 n F = 1±, ,6 ( 155 3,6) + n F = 1,854 n = 0,146 + F - 7 -

37 7.4 Souhrn výsledných rychlostí a násobků Název Zkratka Velikost [km.h -1 ] Násobek od manévru [-] Cestovní rychlost v C 70 4 Návrhová rychlost střemhlavého letu v D Násobek od poryvu [-] + n C = 3,98 n C = 1,98 + n D = 3,0 n D = 1,0 Pádová rychlost v S Návrhová obratová rychlost v A Pádová rychlost letu na zádech v Sz Návrhová obratová rychlost letu na zádech v G 185-1,6 - Pádová rychlost na vysunutých vztlakových v SF klapkách Návrhová obratová rychlost letu při vysunutých klapkách v AF 1 - Návrhová rychlost letu s vysunutými klapkami Jednotlivé obálky jsou uvedeny v příloze. v F n F n F = 1,854 = 0,

38 8 Základní výkony 8.1 Potřebný výkon a tah Potřebný tah je možno vypočítat z následující rovnováhy sil, která platí při ustáleném horizontálním letu: Tah motoru překonává odpor F = D Tíha je v rovnováze se vztlakovou silou G = L Po dosazení za odpor a tíhu : 1 FP = c D.. ρ. S. v 1 G = m. g = c L.. ρ. S. v Potřebný tah se potom rovná cd FP =. m. g [ N] cl Potřebný výkon pak odpovídá síle - potřebnému tahu přenásobenému uraženou dráhou za jednotku času - rychlostí letu. PP = FP. v [ W ] Rychlost je vypočtena pomocí součinitele vztlaku pro daný režim. m. g 1 v = [ m. s ] ρ. c. S 8. Využitelný výkon a tah Hřídelový výkon motoru byl získán z tabulek výkonů letové příručky Cessna FR-17. Tento výkon je dále nutno snížit o ztráty způsobené vrtulí a dále zástavbou motoru do draku. λ = 0,85 [-]... obvykle dosahovaná účinnost stavitelné vrtule k z =0,85 [-]... součinitel ztráty zástavby motoru L Využitelný výkon motoru PP = PM. η k Z = PM.0,85.0, 85 [ kw ] Využitelný tah F V P = V 1000 v Křivky potřebného výkonu, tahu a využitelného tahu jsou uvedeny v příloze. Datový soubor je přiložen na CD. [ N ] - 9 -

39 8.3 Maximální rychlost horizontálního letu Maximální rychlosti ustáleného horizontálního letu jsou stanoveny grafickou metodou jako průsečíky potřebného a využitelného tahu pro příslušný režim motoru a danou výšku letu. Spolu s dosažitelnými rychlostmi jsou uvedeny i vypočítané spotřeby paliva s obvyklým ochuzením směsi pro daný režim. Křivky tahů jsou uvedeny v příloze. Maximální vzletový režim - Plná přípusť, 800 rpm Výška letu Rychlost Spotřeba [m] [km/h] [litry/hod] , , , , , ,46 Maximální cestovní režim - Plná přípusť, 600 rpm Výška letu Rychlost Spotřeba [m] [km/h] [litry/hod] , , , , , ,1 Obvyklý cestovní režim - Typický plnící tlak, 400 rpm Výška letu Rychlost Spotřeba [m] [km/h] [litry/hod] , , , , ,08 Ekonomický režim - Typický plnící tlak, 00 rpm Výška letu Rychlost Spotřeba [m] [km/h] [litry/hod] 0 39, , , , ,

40 8.4 Maximální stoupací rychlost Rychlost ustáleného stoupání je možno vypočítat jako přebytek tahu ku tíze. P v = [ m. s ] 1 Z G kde P je přebytek výkonu určený jako rozdíl využitelného a potřebného tahu při dané rychlosti: P = PV PP [W ] Při uvažování bezpečné rychlosti vzletu v = 1,3.v S = 1,3.109 = 141,7 [km.h -1 ] jsou hodnoty stoupavosti uvedeny v tabulce. Hmotnost 900 [kg] je uvažována pro vleky kluzáků. Vzletová hmotnost v S v Stoupavost 8.5 Délka vzletu přes překážku Typický profil vzletu přes překážku [kg] [km.h -1 ] [km.h -1 ] [m.s -1 ] ,7 3, ,5 5,5-31 -

41 8.5.1 Délka pozemní části vzletu-rozjezdu Pro výpočet dle Projektování letadel [1] jsou užity tyto hodnoty: Pádová rychlost ve vzletové konfiguraci... v S = 91 [km.h -1 ] Bezpečná rychlost vzletu v = 1,3.v S = 1,3.91 = 118,3 [km.h -1 ] Skutečná rychlost odpoutání... v LOF = 1,15.v S = 1,15.91 = 104,7[km.h -1 ] Tíha při max. vzletové hmotnosti... G = m.g = 100.9,81= [N] Plocha křídla... S = 13,41 [m ] Max. součinitel vztlaku při vzletu... c L MAX VZL =,54 [-] Hustota vzduchu... ρ=1,5 [kg.m -3 ] Střední hodnota tahu při rozjezdu...f 0,7 = 100 [N] Délka rozjezdu: 4 1 G G LV 1 =... =... = 4 3. ρ. g cl MAX VZL S F 0,7 3.1,5.9,81,54 13, Délka vzdušné části vzletu - rozlet Výška překážky...h S = 15 [m] - stanovena předpisem Střední hodnota přebytku tahu...(f-d) STŘ = 00 [N] Délka rozletu: 118,3 104,7 G v v LOF ,6 3,6 L h V S 15 ( F D) STŘ. g 00.9, = + = + = Celková délka vzletu Celková délka vzletu je dána součtem délky rozjezdu a rozletu: L V = L V1 + L V = = 386 [m] Výsledná délka je ve skutečnosti ovlivňována mnoha faktory, jako kvalitou povrchu vzletové dráhy, technikou pilotáže, směrem a rychlostí větru apod. [ m] [ m] - 3 -

42 8.6 Délka přistání přes překážku Výpočet proveden dle metodiky Roskam [7] Typický profil přistání přes překážku: Délka vzdušné části přistání Pro výpočet jsou užity tyto hodnoty: Pádová rychlost v přistávací konfiguraci... v S0 = 86 [km.h -1 ] Rychlost přibližování na přistání... v AP =1,3.v SO = 111,8 [km.h -1 ] Přistávací rychlost... v P =1,1.v SO = 94,6 [km.h -1 ] Výška překážky... h P = 15 [m] - stanovena předpisem Střední odpor při přistání... D STŘ = 1300 [N] Délka vzdušné části: 111,8 94,6 G vpa v P ,6 3,6 LP 1 = h P + 15 = 6 D +. g = ,81 STŘ [ m]

43 8.6. Délka pozemní části přistání - dojezd Pro výpočet jsou užity tyto hodnoty: a =,9 [m.s - ]... střední hodnota zpomalení Potom délka pozemní části: Celková délka přistání 94,6 vp 3,6 LP = = = 119 a.3, Celková délka vzletu je dána součtem délky vzdušné části a dojezdu: [ m] L P = L P1 + L P = = 381 [m] Výsledná délka je ve skutečnosti ovlivňována mnoha faktory, jako kvalitou povrchu vzletové dráhy, technikou pilotáže, směrem a rychlostí větru apod

44 9 Centráže 9.1 Centráž prázdného Pro určení polohy těžiště byly použity odhadnuté hmotnosti z kapitoly 4.5. Poloha těžiště jednotlivých částí byla odhadnuta na základě obvyklého umístění u obdobných letounů. Poloha těžiště křídla a ocasních ploch je uvažována ve 40% tětivy. Souřadný systém má počátek na požární přepážce - čelní bod vrtulového kužele je vzdálen 1730 mm - a je orientován dle základního souřadného systému programu Unigraphics. Osa x je totožná s osou vrtule a směřuje směru letu. Osa y je orientována vertilkálně a kladný směr je nahoru. Výsledná poloha těžiště je určena: mi. xi xt = ve směru osy x m T = i m. y Přehled jednotlivých hmotností a ramen: y i m i i ve směru osy y mi x y mi.x mi.y č. Část [kg] [mm] [mm] [kg.mm] [kg.mm] 1 Trup 10, ,58-1,07 SOP 7, ,70 4,56 3 VOP ,00 0,00 4 Křídlo 87, ,4-38,3 5 Pohonná jednotka 1, ,0 -,1 6 Gondola poh. jednotky 16, ,18-1,97 7 Řízení 59, ,11-1,57 8 Avionika a přístroje 31, ,44 3,11 9 Palivová instalace 5, ,68-13,31 10 Elektrická instalace ,00-13,5 11 Elektrická baterie ,00-8,00 1 Záchranná výstroj 9, ,60-3,84 13 Hlavní podvozek 38, ,38-38, 14 Příďový podvozek 1, ,90-11,93 15 Vlečné zařízení ,60-0,30 Nátěr ,00 0,

45 Výsledná poloha těžiště pro prázdný letoun vztažená na střední aerodynamickou tětivu. Její poloha a délka byly graficky zjištěny v programu Unigraphics. Hmotnost nátěru je uvažována rovnoměrně rozložená po povrchu a nemá vliv na polohu těžiště. Výsledná hmotnost [kg] 70,7 Poloha těžiště x T [mm] 955 Poloha těžiště y T [mm] -54,1 Poloha xc SAT [mm] 687,5 Délka c SAT [mm] 148 Centráž x T [mm c SAT ] 67,5 Centráž x T [% c SAT ] 1,43 9. Centráž s proměnnými hmotnostmi Do proměnných hmotností byly uvažovány hmotnost posádky, zavazadel a paliva. Pro účely výpočtu je uvažována možnost posunutí předních sedaček v rozsahu ±0,075 m. Přední centráž - pilot 55 kg, nádrže plné paliva 17,8 kg. Zadní centráž - pilot + 3 cestující 4x 100 kg, 0 kg zavazadel, palivo 77,3 kg. Přehled v tabulce: Hmotnost Rameno mi.x Hmotnost Rameno mi.x [kg] [mm] [kg.m] [kg] [mm] [kg.m] Pilot/piloti , ,0 Cestující , ,0 Zavazadla , ,0 Palivo 17,8 857,5 148, 77,3 857,5 66,3 Těžiště draku 70,7 955,0 671,1 70, ,1 Výsledná poloha 930,5 938,1 87, ,5 1391,4 Poloha na c SAT 50,6 471,97 % c SAT 0,08 37,8 Maximální rozsah centráží činí 0,08 37,8% c SAT

46 10 Stabilita a řiditelnost 10.1 Podélná statická stabilita Aerodynamický střed s pevným řízením Výpočet proveden dle metodiky [1] Hodnoty pro výpočet: a kř = 5,504 [rad -1 ] sklon vztlakové čáry křídla S = 13,41 [m ] nosná plocha křídla b = 10,7 [m] rozpětí křídla c SAT = 1,48 [m] délka střední aerodynamické tětivy křídla A = 8,538 [-] štíhlost křídla η = 0,666 [-] zúžení křídla S VOP =,8 [m ] plocha VOP A VOP = 3,657 [-] štíhlost VOP L VOP = 4,85 [m] vzdálenost mezi čtvrtinovými body křídla a VOP H VOP = 0,336 [m] vzdálenost AS VOP od čáry nulového vztlaku křídla K VOP = 0,9 [-] součinitel snížení kinetického tlaku v místě VOP Χ VOP =,37 [ ] úhel šípu čtvrtinové čáry VOP δε δα Derivace zešikmení proudu vzduchu v místě VOP: = 1,75 akř 5,504 = 1, = 0, 984. L 4..4,85 4 VOP H + VOP.0,336 π. A. 1 π.8, b. η b 10,7.0,666 10,7 [ ] Sklon vztlakové čáry VOP: a VOP 1 [ ]. π. π = = = 3,4505 rad A.cos χ 3,657.cos,37 VOP VOP

47 Sklon vztlakové čáry s pevným řízením: S = + VOP δε a akt avop. KVOP. 1 S δα kde a KT je sklon vztlakové čáry bez VOP Potom s uvážením a KT = a kř S = + VOP δε a akř avop. KVOP. 1 S δα,8 a = 5, ,4505.0,9. 13,41 ( 1 0,984) = 5, 7053 Bezrozměrná poloha aerodynamického středu křídla: X A KŘ = 0, 5[ ] Příspěvek trupu k posunu aerodynamického středu : B TR = 1, [-] šířka trupu v místě křídla c 0 = 1,35 [m] hloubka křídla v ose souměrnosti trupu L TR = 7,79 [m] délka trupu L F =,73 [m] délka přední části trupu c 1,35 = = 0,1733 [ ] L 7,79 L L K TR F TR F TR =,73 7,79 = 0,55 = 0,3505 [ ] [ ] BTR. c0 1,.1,35 X A TR = K F TR = 0,55 = 0, 07 S. c 13,41.1,48 SAT Příspěvek propulse k posunu aerodynamického středu : i L = 3 [-] L VRT =,33 [m] D VRT = 1,85 [m] počet listů vrtule vzdálenost disku vrtule od aerodynamického středu křídla průměr disku vrtule [ ] V VOP il. DVRT. LVRT 3.1,85.,33 X A PROP = 0,05 = 0,05 = 0, 0136 S. c. a 13,41.1,48.5,504 SAT kř Mohutnost VOP vztažená k aerodynamickému středu bez VOP: { LVOP c SAT.( X ATR + X A PROP )}. SVOP 4,6 1,48. ( 0,07 0,0136) { }.,8 = = = 0, 7875 S. c 13,41.1,48 SAT [ ] [ ]

48 Příspěvek VOP k posunu aerodynamického středu : a = VOP δε 3,4505 X A VOP KVOP. VVOP. 1 = 0,9.0, a δα 5,8988 ( 1 0,984 ) = 0, [ ] Výslednou polohu aerodynamického středu s pevným řízením určím uvážením jednotlivých vlivů: X = X + X + X + X = 0,5 0,07 + 0,3007 0,0136 = 0, 4651 A A KŘ A TR A VOP A PRP [ ] Aerodynamický střed s volným řízením Uvolnění podélného řízení má za následek snížení podélné statické stability. Posun neutrálního bodu uvolněním řízení má u klasicky řešených letadel obvykle hodnotu : / X A X A = (0,05 0,08) Výsledná poloha aerodynamického středu s volným řízením: X 10. Statická zásoba = 0,05 = 0,4651 0,05 = 0, 4151 / A X A Neutrální bod s volným řízením : Těžiště při zadní centráži: Statická zásoba X A = 41,51[ %] x T = 37,8[ %] [%] σ A = X A xt = 41,51 37,8 = 3,69 U letadel s požadavkem na zvýšenou obratnost je doporučená hodnota statické zásoby 3 až 5 % c SAT, letoun splňuje podmínku statické stability. [ ]

49 11 Návrh koncepce vztlakové klapky Pro co největší snížení vzletové a přistávací rychlosti byla pro letoun vybrána Fowlerova vztlaková klapka, která zajišťuje vysoký přírůstek profilového součinitele vztlaku. Její nevýhodou je pak větší klopivý moment, který dosahuje několikanásobně vyšších hodnot než součinitel profilu bez klapky. Pro profil LS(1)-0417 byla Fowlerova klapka navrhnuta NASAou krátce po jeho vzniku. Její aerodynamické charakteristiky, tvar a souřadnice byly čerpány z reportu NASA CR-443, který je přílohou na CD. Na základě tohoto reportu byla vybrána pro nejvyšší součinitel vztlaku 30% klapka s úplným překrytím. Tato klapka dosahuje max. součinitele až 3,8 pro Re,.10 6, které odpovídá Re kořenového profilu při uvažované pádové rychlosti. Poloha pro vzlet - pro vzlet byla vybrána poloha se sklopením 0, štěrbinou mezi zavětráním a klapkou,5% a překrytím 4,7%. Tato poloha byla vybrána proto, že při startu, kdy vzlet probíhá se součinitelem vztlaku křídla 1,5 má profil s touto klapkou v daném rozsahu součinitelů vztlaku největší klouzavost. To umožní vzlet za podmínek nejmenšího odporu s výchylkou klapky. Poloha pro přistání - pro tuto polohu je nejdůležitější co největší součinitel vztlaku, neboť umožňuje přiblížení na přistání a samotné přistání na nižší rychlosti než v čisté konfiguraci, což zvyšuje bezpečnost a zároveň zkracuje výdrž a výběh. S velkou výchylkou klapky je spojen i velký přírůstek součinitele odporu, který je v rozumných mezích také výhodný, kdy opět zkracuje výdrž a výběh při přistání. Byla vybrána poloha se sklopením 40, štěrbinou,5% a překrytím -0,7%, tzn. klapka se již nachází mimo obrys křídla. S velkou změnou umístění pro jednotlivé polohy je spojen návrh ovládacího mechanismu, který byl řešen v programu Unigraphics, který pro počátečný návrh plně postačuje. Schematický návrh mechanismu je přiložen na výkrese. S ohledem na složitost navrhovaného mechanismu by v praxi bylo zpracováno několik variant vztlakové mechanizace, které by posoudily, zda je vhodnější zvolit jednodušší a aerodynamicky méně výhodnou polohu, nebo naopak složitější mechanismus a výhodnou polohu

50 1 Závěr Cílem této práce bylo navrhnout koncepci čtyřmístného pro turistické a aeroklubové létání, vhodného i pro vlekání kluzáků a koncepční návrh vztlakové klapky. Pro letoun byly stanoveny základní vnější tvary a rozměry, hmotnosti a základní aerodynamické charakteristiky. Byla vypočítána podélná stabilita. Z letových výkonů byly vypočítány maximální dosažitelné rychlosti, stoupavost, délka vzletu a přistání. Byla stanovena koncepce vztlakové klapky. Navržený letoun je svými výkony srovnatelný se současnými typy letounů, používaných pro turistické létání, popřípadě je překonává. Stoupavost vypočítaná pro hmotnost s jedním pilotem a obvyklým množstvím paliva by měla postačovat pro uspokojivé vlekání kluzáků. Nižší přistávací rychlosti by měly zaručit vhodné vlastnosti jak při výcvikovém létání, tak při vlekání. Zadání bylo v požadovaném rozsahu splněno

51 13 Seznam použitých zdrojů [ 1 ] DANĚK,V.: Projektování letadel. Brno: Nakladatelství VUT ISBN X [ ] RAYMER, D.: Aircraft design: A conceptual approach. 3. vydání. Wright- Patterson Air force bace, Ohio. Air force institute of technology ISBN [ 3 ] TORENBEEK, E.: Synthesis of subsonic airplane design. Rotterdam. Universitaire Uitgevers B.V ISBN [ 4 ] ROSKAM, J.: Airplane design Part V: Component weight estimation. 1. printing. Lawrence, Kansas. The University of Kansas [ 5 ] FLORIAN,J.: Aerodynamické charakteristiky I.. Brno. VAAZ [ 6 ] ROSKAM, J.: Airplane design Part VI: Preliminary calculation of aerodynamic, thrust and power characteristics. 1. printing. Lawrence, Kansas. The University of Kansas [ 7 ] ROSKAM, J.: Airplane design Part VI: Determination of stability, control and performance chracteristics: FAR and military requirements. 1. printing. Lawrence, Kansas. The University of Kansas

52 14 Seznam použitých zkratek a veličin Ae [1] Efektivní štíhlost křídla A VOP [1] Štíhlost VOP a KŘ [rad -] ] Sklon vztlakové čáry křídla a L [m.s - ] Zrychlení při vzletu a VOP [rad -1 ] Sklon vztlakové čáry VOP a [rad -1 ] Sklon vztlakové čáry b [m] Rozpětí křídla b KL [m] Rozpětí klapky B TR [m] Šířka trupu C [m] Hloubka křídla C 0 [m] Kořenová hloubka křídla c D [1] Součinitel odporu c DS [1] Celkový škodlivý součinitel odporu c DKl [1] Součinitel odporu klapek c DKříd [1] Součinitel odporu křidélka c DMinPr [1] Minimální odpor profilu c DN [1] Součinitel odporu nýtů c DTrup [1] Součinitel odporu trupu C K [m] Koncová hloubka křídla C L0 [1] Součinitel vztlaku ve vzletové konfiguraci C L40 [1] Součinitel vztlaku v přistávací konfiguraci C LMAX [1] Maximální součinitel vztlaku křídla C SAT [m] Hloubka střední aerodynamické tětivy křídla C SGT [m] Hloubka střední geometrické tětivy křídla K G [1] Zmírňující součinitel poryvu L [m] Délka L F [m] Délka trupu před A.S. křídla L P [m] Celková délka přistání L TR [m] Délka trupu L V [m] Celková délka vzletu L VOP [m] Rameno VOP L VRT [m] Vzdálenost disku vrtule od AS křídla mi [kg] Hmotnost části draku n [s -1, min -1 ] Otáčky motoru P [kw, HP, k] Výkon P M [kw, HP, k] Výkon motoru P P [kw, HP, k] Potřebný výkon motoru P V [kw, HP, k] Využitelný výkon motoru S [m, ft ] Plocha křídla

53 FSI VUT v Brně S Z [m ] Plocha křídla překrytá trupem S SOP [m ] Plocha SOP S TR [m ] Plocha čelního průmětu trupu S VOP [m ] Plocha VOP V A [km.h -1, m.s -1 ] Obratová rychlost V C [km.h -1, m.s -1 ] Návrhová cestovní rychlost letu V CMAX [km.h -1, m.s -1 ] Maximální cestovní rychlost V D [km.h -1, m.s -1 ] Návrhová rychlost střemhlavého letu V G [km.h -1, m.s -1 ] Záporná obratová rychlost V LEVEL [km.h -1, m.s -1 ] Maximální horizontální rychlost V NE [km.h -1, m.s -1 ] Nepřekročitelná rychlost V S, V MIN [km.h -1, m.s -1 ] Minimální rychlost v letové konfiguraci V S1 [[km.h -1, m.s -1 ] Minimální rychlost ve vzletové konfiguraci V S0 [km.h -1, m.s -1 ] Minimální rychlost v přistávací konfiguraci W [kg, lb] Maximální vzletová hmotnost W E [kg, lb] Hmotnost prázdného X F [1] Poměrná poloha neutrálního bodu α O [ ] Úhel nulového vztlaku křídla χ VOP [ ] Úhel šípu VOP y [m] Délka úseku křídla X APROP [m] Posunutí NB vrtulovým proudem X ATR [m] Posunutí neutrálního bodu vlivem trupu X AVOP [m] Posunutí neutrálního bodu od VOP ε / δ α [1] Derivace úhlu zešikmení proudu u VOP η [1] Účinnost λ [1] Štíhlost křídla ρ, ρ 0 [kg.m -3 ] Hustota vzduchu v 0m MSA σ A [%] Statická zásoba stability

54 15 Seznam příloh 15.1 Seznam příloh P1 P P3 P4 P5 P6 CD s datovými soubory Náhledy modelu v programu Unigraphics NX4 Rozložení vztlaku po rozpětí z programu Glauert III Polára Letové obálky Potřebné a využitelné tahy 15. Seznam výkresů V1 V V3 V4 Rozměrový výkres Těžištní výkres Systémový výkres křídla Schéma ovládání vztlakové klapky

55 Příloha P - Náhledy modelu