SVEUýILIâTE U ZAGREBU - titan.fsb.hrtitan.fsb.hr/~pprebeg/osnzrak/exprojekti/Nixxa.pdf · Seminarski rad iz kolegija OSNIVANJE ZRAKOPLOVA Projektni tim: Nixxa 2006 Projekt zadali:

SVEU ILI TE U ZAGREBUFAKULTET STROJARSTVA I BRODOGRADNJE

Seminarski rad iz kolegija

OSNIVANJE ZRAKOPLOVA

Projektni tim: Nixxa 2006 Projekt zadali:

Bundalo Filip Prof. dr. sc. B. Galovi

Bari Nikolina Dr. sc. M. Vrdoljak

Posavec Danijel (*) Dipl.in . P. Prebeg

Vujica Danijel* voditelj tima U Zagrebu, 13. listopada 2005.

ZADATAK:

Izraditi konceptualni projekt zrakoplova za turisti ko razgledavanje, koji bi se jo mogaokoristiti i za podizanje padobranaca. Kao specijalni zahtjev zrakoplov bi trebao imati STOLkarakteristike i pove anu brzinu penjanja.

Zrakoplov bi trebao imati slijede e karakteristike:

Korisni teret (Payload): 9 putnika s osobnom prtljagom (10 kg po putniku),

Trajanje leta (Endurance): 2 sata

Visina leta (Altitude): 12000 stopa

Brzina krstarenja (Cruise speed): 150 knots

Polijetanje i slijetanje

(Take-off and Landing):

900 ft groundrun na razini mora (standardni dan)

Performanse pri slijetanju za WL = 0.90 WTO

Pogon (Powerplants): Nije specificirano

Presurizacija (Pressurization): NE

Certification FAR 23

Profil misije (Mission profile): Misija s kru enjem

SADR AJ:

Sa etak........................................................................................................................................................9

0 Prikupljanje podataka i planiranje projekta....................................................................................10

0.1 Lista simbola............................................................................................................................10

0.2 Uvod .........................................................................................................................................10

0.3 Podaci o zrakoplovima sa sli nim specifikacijama...............................................................10

0.3.1 Antonov An-14 (prikupio Filip Bundalo)......................................................................11

0.3.2 Britten-Norman BN-2 Islander (prikupio Filip Bundalo)............................................11

0.3.3 Cessna 208 Caravan (prikupio Filip Bundalo)..............................................................120.3.4 De Havilland Canada DHC-3 Otter (prikupio Posavec Danijel) ................................12

0.3.5 De Havillland Canada DHC-6 Twin Otter (prikupio Posavec Danijel) .....................13

0.3.6 Dornier Do 28D (prikupio Posavec Danijel).................................................................13

0.3.7 IAI Arava (prikupila Bari Nikolina)..........................................................................14

0.3.8 Pilatus PC-6 Porter (prikupila Bari Nikolina) ..........................................................14

0.3.9 Rockwell Shrike Commander 500S (prikupila Bari Nikolina) ...............................15

0.3.10 SIAI-MarchettiSF.600TP (prikupila Bari Nikolina) ................................................15

0.3.11 Reims F406 Caravan 2 (prikupio Vujica Danijel) ........................................................16

0.3.12 Beech King Air B200 (prikupio Vujica Danijel) ..........................................................16

0.3.13 Beech King Air 350 (prikupio Vujica Danijel).............................................................170.3.14 Vulcanair VA 300 (prikupio Vujica Danijel)................................................................17

0.4 Plan rada na projektu...............................................................................................................18

0.5 Zaklju ci...................................................................................................................................19

0.6 Literatura..................................................................................................................................20

1 Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnosti......................21

1.1 Lista simbola............................................................................................................................21

1.2 Uvod .........................................................................................................................................24

1.3 Odre ivanje masa u pojedinim dijelovima misije .................................................................25

1.3.1 Baza podataka s ukupnim masama pri polijetanju (Takeoff Weights) i masamapraznog zrakoplova (Empty Weights) za odabrane sli ne A/C....................................................25

1.3.2 Odre ivanje koeficijenta regresije za A i B (masa praznog zrakoplova) ...................26

1.3.3 Odre ivanje masa u pojedinim dijelovima misije.........................................................28

1.3.3.1 Odre ivanje potrebne mase goriva za misiju. ...............................................................28

1.3.3.2 Odre ivanje mase korisnog tereta..................................................................................32

1.3.3.3 Odre ivanje mase lanova posade. ................................................................................32

1.3.3.4 Odre ivanje mase praznog zrakoplova EW ..................................................................32

1.3.3.5 Iznos mase u pojedinim dijelovima misije. ...................................................................34

1.4 Analiza senzitivnosti projektirane mase pri polijetanju ........................................................35

1.4.1 Senzitivnost TOW u odnosu na PLW ...............................................................................35

1.4.2 Senzitivnost TOW u odnosu na EW ................................................................................35

1.4.3 Senzitivnost TOW u odnosu na istrajnost E ..................................................................36

1.4.4 Senzitivnost TOW odnosu na specifi nu brzinu kru enja ltrV .....................................36

1.4.5 Senzitivnost TOW u odnosu na specifi nu potro nju goriva pc ...................................36

1.4.6 Senzitivnost TOW u odnosu na odnos uzgona i otpora DL ........................................36

1.5 Izvje taj o radu.........................................................................................................................37

1.6 Zaklju ci...................................................................................................................................37

1.7 Literatura..................................................................................................................................38

2 Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama .....................39

2.1 Lista simbola............................................................................................................................39

2.2 Uvod .........................................................................................................................................452.3 Prora un ograni enja na temelju zadanih performansi .........................................................45

2.3.1 Procjena polare zrakoplova ............................................................................................45

2.3.1.1 Polara za istu konfiguraciju ..........................................................................................48

2.3.1.2 Polara za konfiguraciju pri polijetanju...........................................................................48

2.3.1.3 Polara za konfiguraciju pri slijetanju .............................................................................48

2.3.1.4 Polara za konfiguraciju u prilazu ...................................................................................48

2.3.2 Dimenzioniranje za zadanu duljinu polijetanja.............................................................50

2.3.2.1 Dimenzioniranje za zadanu duljinu polijetanja na razini mora....................................50

2.3.2.2 Dimenzioniranje za zadanu duljinu polijetanja na visini 5000 ft.................................52

2.3.3 Dimenzioniranje za zadanu duljinu slijetanja ...............................................................522.3.4 Dimenzioniranje za ograni enja pri penjanju................................................................54

2.3.4.1 Ograni enja prema FAR 23.67 (b) (1)...........................................................................54

2.3.4.2 Ograni enja prema FAR 23.67 (b) (2)...........................................................................55

2.3.4.3 Ograni enja prema FAR 23.77 (b).................................................................................57

2.3.5 Dimenzioniranje za zadano vrijeme penjanja ...............................................................58

2.3.6 Dimenzioniranje za brzinu krstarenja ............................................................................59

2.4 Matching dijagram sa svim ograni enjima............................................................................60

2.5 Izvje taj o radu.........................................................................................................................64

2.6 Zaklju ci...................................................................................................................................64

2.7 Literatura..................................................................................................................................64

3 Odabir konfiguracije........................................................................................................................65

3.1 Lista simbola............................................................................................................................65

3.2 Uvod .........................................................................................................................................663.3 Diskusija o faktorima koji imaju utjecaj na projektirani zrakoplov.....................................66

3.3.1 Lista faktora za zna ajnim utjecajem.............................................................................66

3.3.2 Diskusija ..........................................................................................................................66

3.4 Komparativna studija zrakoplova sa sli nom misijom i performansama ............................68

3.4.1 Komparativna analiza masa, performansi i geometrije sli nih zrakoplova.................68

3.4.2 Usporedba konfiguracija sli nih zrakoplova.................................................................73

3.4.3 Prikaz projekcije (tlocrt, nacrt, bokocrt) sli nih zrakoplova ........................................73

3.4.4 Diskusija ..........................................................................................................................76

3.5 Odabir pogonskog sustava ......................................................................................................77

3.5.1 Selekcija tipa pogonskog sustava...................................................................................773.5.2 Dimenzioniranje propelera .............................................................................................79

3.6 Odabir konfiguracije ...............................................................................................................80

3.6.1 Generalna konfiguracija zrakoplova..............................................................................80

3.6.2 Konfiguracija krila ..........................................................................................................81

3.6.2.1 Odabir visoko, srednje ili nisko postavljenog krila.......................................................81

3.6.2.2 Odabir konzolnog ili poduprtog krila ............................................................................83

3.6.3 Konfiguracija stabilizacijskih povr ina .........................................................................84

3.6.3.1 Odabir horizontalnog i vertikalnog stabilizatora...........................................................84

3.6.3.2 Sekundarne upravlja ke povr ine ..................................................................................85

3.6.4 Integracija pogonskog sustava........................................................................................883.6.5 Konfiguracija podvozja...................................................................................................90

3.6.6 Predlo ena konfiguracija ................................................................................................92

3.7 Izvje taj o radu.........................................................................................................................94

3.8 Zaklju ci...................................................................................................................................94

3.9 Literatura..................................................................................................................................95

4 Projektiranje trupa............................................................................................................................96

4.1 Lista simbola............................................................................................................................96

4.2 Uvod .........................................................................................................................................96

4.3 Layout pilotske kabine (kokpita)............................................................................................96

4.4 Layout trupa.............................................................................................................................98

4.5 Izvje taj o radu.......................................................................................................................102

4.6 Zaklju ci.................................................................................................................................102

4.7 Literatura................................................................................................................................1025 Konceptualno projektiranje krila ..................................................................................................103

5.1 Lista simbola..........................................................................................................................103

5.2 Uvod .......................................................................................................................................107

5.3 Odabir osnovnih geometrijskih karakteristika krila ............................................................107

5.4 Odabir aeroprofila krila.........................................................................................................110

5.4.1 Maksimalni koeficijent sile uzgona iste konfiguracije .............................................110

5.4.2 Odabir aeroprofila .........................................................................................................113

5.4.3 Provjera volumena rezervoara goriva na krilu ............................................................113

5.5 Odabir i dimenzioniranje zakrilaca ......................................................................................114

5.5.1 Maksimalni koeficijenti sile uzgona pri polijetanju i slijetanju .................................1145.5.2 Odabir i dimenzioniranje ure aja za pove anje sile uzgona ......................................114

5.6 Odabir i dimenzioniranje krilaca..........................................................................................117

5.7 Postavni kut i kut uvijanja krila............................................................................................117

5.8 Prikaz geometrijskih karakteristika odabranog krila...........................................................119

5.9 Izvje taj o radu.......................................................................................................................124

5.10 Zaklju ci.................................................................................................................................124

5.11 Literatura................................................................................................................................124

6 Konceptualno projektiranje repa...................................................................................................125

6.1 Lista simbola..........................................................................................................................125

6.2 Uvod .......................................................................................................................................1286.3 Odabir konfiguracije i polo aja repa....................................................................................128

6.4 Odabir veli ine repa ..............................................................................................................130

6.5 Odabir geometrije repa..........................................................................................................131

6.5.1 Geometrija horizontalnog stabilizatora........................................................................131

6.5.2 Geometrija vertikalnog stabilizatora............................................................................132

6.6 Dimenzioniranje repnih upravlja kih povr ina ...................................................................132

6.7 Prikaz geometrijskih karakteristika projektiranog repa ......................................................133

6.7.1 Horizontalni stabilizator ...............................................................................................133

6.7.2 Vertikalni stabilizator....................................................................................................134

6.8 Zaklju ak................................................................................................................................137

6.9 Izvje taj o radu.......................................................................................................................137

6.10 Literatura................................................................................................................................137

7 Konceptualno projektiranje podvozja i odre ivanje te ta........................................................1387.1 Lista simbola..........................................................................................................................138

7.2 Uvod .......................................................................................................................................143

7.3 Projektiranje podvozja ..........................................................................................................143

7.3.1 Broj, tip i veli ina guma ...............................................................................................143

7.3.2 Duljina i dimenzije upornica ........................................................................................145

7.3.3 Preliminarni smje taj ....................................................................................................148

7.4 Odre ivanje te ta zrakoplova ............................................................................................150

7.4.1 Masa i polo aj te ta pojedinih komponenti na zrakoplovu .....................................150

7.4.2 Polo aj te ta zrakoplova za razli ite scenarije ukrcaja ............................................155

7.4.3 Zadovoljavanje kriterija prekretanja............................................................................1577.5 Zaklju ak................................................................................................................................158

7.6 Izvje taj o radu.......................................................................................................................158

7.7 Literatura................................................................................................................................158

8 Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I) ....................................................................159

8.1 Lista simbola..........................................................................................................................159

8.2 Uvod .......................................................................................................................................164

8.3 Stati ka uzdu na stabilnost...................................................................................................164

8.3.1 Polo aj aerodinami kog centra zrakoplova.................................................................164

8.3.1.1 Polo aj aerodinami kog centra kombinacije krilo – trup...........................................165

8.3.1.2 Gradijent uzgona krila ..................................................................................................1688.3.1.3 Gradijent uzgona horizontalnog stabilizatora..............................................................169

8.3.1.4 Gradijent uzgona kombinacije krilo – trup..................................................................170

8.3.2 Stati ka margina............................................................................................................172

8.4 Stati ka stabilnost po pravcu ................................................................................................173

8.5 Minimalna brzina upravljivosti s otkazom jednog motora .................................................176

8.6 Zaklju ci.................................................................................................................................179

8.7 Izvje taj o radu.......................................................................................................................180

8.8 Literatura................................................................................................................................180

9 Polara zrakoplova (metoda Klase I) .............................................................................................181

9.1 Lista simbola..........................................................................................................................181

9.2 Uvod .......................................................................................................................................183

9.3 Optjecana povr ina zrakoplova ............................................................................................183

9.3.1 Optjecana povr ina trupa zrakoplova...........................................................................1839.3.2 Optjecana povr ina krila zrakoplova ...........................................................................184

9.3.3 Optjecana povr ina horizontalnog i vertikalnog stabilizatora....................................184

9.3.4 Optjecana povr ina gondola motora ............................................................................185

9.3.5 Optjecana povr ina spoja krilo – trup ..........................................................................185

9.3.6 Ukupna optjecana povr ina cijelog zrakoplova Nixxa ...............................................185

9.4 Nulti otpor zrakoplova ..........................................................................................................186

9.5 Pove anja nultog otpora zrakoplova ....................................................................................187

9.6 Polare zrakoplova Nixxa.......................................................................................................188

9.7 Zaklju ci.................................................................................................................................190

9.8 Izvje taj o radu.......................................................................................................................1919.9 Literatura................................................................................................................................191

10 Zaklju ak.......................................................................................................................................192

PRILOZI.................................................................................................................................................193

Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnostia

Tim Nixxa 2006 9

Sa etakZadatak Tima Nixxa 2006 dobiven iz predmeta Osnivanje zrakoplova, bio je izrada

konceptualnog projekta zrakoplova koji ima dvije eksploatacijske funkcije: turisti ko razgledavanjete bacanje padobranaca. Nadalje, zrakoplov bi trebao imati mogu nost velike brzine penjanja navisinu od 3.6 km (12 000 ft) sa devet padobranaca uz STOL1 karakteristike.

Tehni ki crte i Nixxe te skupna tablica sa osnovnim karakteristi nim podacima Nixxe nalazese u Prilogu na kraju ovoga Finalnog Izvje taja.

Projekt je ra en prema knjizi: Roskam, J., "Airplane Design", DARcorporation, Lawrence,Kansas, 1985. Finalni Izvje taj Tima Nixxa 2006 sadr i devet me u-izvje taja:

0. Prikupljanje podataka i planiranje projekta

1. Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova i analiza senzitivnosti

2. Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama

3. Odabir konfiguracije4. Projektiranje trupa

5. Konceptualno projektiranje krila

6. Konceptualno projektiranje repa

7. Konceptualno projektiranje podvozja i odre ivanje te ta

8. Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I)

9. Polara zrakoplova (metoda Klase I)

10. Zaklju ak

11. PRILOZI

1 Eng. Short Take Off and Landing


Tim Nixxa 2006 10

Prikupljanje podataka i planiranje projekta

0.1 Lista simbola

OZNAKA JEDINICA(S.I.)

DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

A - - aspektni odnos

b m ft raspon krila

R km nm dolet, udaljenost

RC 2 m/s ft/min brzina penjanja

FW kg lb masa goriva

PLW kg lb masa korisnog tereta

TOW kg lb masa kod polijetanja

0.2 UvodOvo je po etni (nulti) izvje taj o projektiranju zrakoplova koji bi zadovoljavao uvjetima

zadanim u ZADATKU. U ovom izvje taju bit e prikazani prikupljeni podaci o sli nimzrakoplovima (Poglavlje 0.3.) i plan izrade projekta po me u-izvje tajima i lanovima tima(Poglavlje 0.4.). Svrha ovog izvje taja je baza podataka zrakoplova koje emo koristiti u kasnijimfazama prora una (npr. u prvom izvje taju WTO i WE za odre ivanje regresijskih koeficijenata A iB).

0.3 Podaci o zrakoplovima sa sli nim specifikacijama

U ovom poglavlju bit e navedeni podaci o zrakoplovima sli nih karakteristika onima kojeudovoljavaju zadanoj misiji tima Nixxa 2006. Za svaki zrakoplov je napisano potpoglavlje u komesu navedene osnovne specifikacije zrakoplova, slike zrakoplova te reference odakle su svi podacipreuzeti.

2 RC (eng. Rate of climb) – brzina penjanja


Tim Nixxa 2006 11

0.3.1 Antonov An-14 (prikupio Filip Bundalo)

Simbol [ SI \ US ] Vrijednost[ SI ]

Vrijednost[ US ] Literatura: [5_8]

TOW [kg \ lb] 6100 13 448

PLW [kg \ lb] 2000 4 409

FW [kg \ lb] 600 1323

A [ - \ - ] 12.2 12.2

b [m \ ft] 22.06 72.37

R [km \ sm] 510 317

RC [m/s \ ft/min] 5.83 1148

0.3.2 Britten-Norman BN-2 Islander (prikupio Filip Bundalo)


Vrijednost[ US ] Literatura: [4] / str. 216

TOW [kg \ lb] 2994 6601

PLW [kg \ lb] 870 1918

FW [kg \ lb] 1100 2425

A [ - \ - ] 7.4 7.4

b [m \ ft] 13.08 42.91

R [km \ sm] 1400 870

RC [m/s \ ft/min] 3.88 764


Tim Nixxa 2006 12

0.3.3 Cessna 208 Caravan (prikupio Filip Bundalo)



TOW [kg \ lb] 3629 8001

PLW [kg \ lb] 900 1984

FW [kg \ lb] 1009 2224

A [ - \ - ] 9.7 9.7

b [m \ ft] 18.88 61.94

R [km \ sm] 1800 1118

RC [m/s \ ft/min] 5.68 1118

0.3.4 De Havilland Canada DHC-3 Otter (prikupio Posavec Danijel)



TOW [kg \ lb] 3629 8001

PLW [kg \ lb] 500 1102

FW [kg \ lb] 731 1611

A [ - \ - ] 10.06 10.06

b [m \ ft] 17.68 58.01

R [km \ sm] 1408 875

RC [m/s \ ft/min] 3.53 696


Tim Nixxa 2006 13

0.3.5 De Havillland Canada DHC-6 Twin Otter (prikupio Posavec Danijel)



TOW [kg \ lb] 5670 12 500

PLW [kg \ lb] 2500 5512

FW [kg \ lb] 1135 2502

A [ - \ - ] 10.97 10.97

b [m \ ft] 19.81 64.99

R [km \ sm] 1297 233

RC [m/s \ ft/min] 5.63 1109

0.3.6 Dornier Do 28D (prikupio Posavec Danijel)



TOW [kg \ lb] 3842 8470

PLW [kg \ lb] 1100 2425

FW [kg \ lb] 340 750

A [ - \ - ] 8.34 8.34

b [m \ ft] 15.55 51.02

R [km \ sm] 642 116

RC [m/s \ ft/min] 3.52 692


Tim Nixxa 2006 14

0.3.7 IAI Arava (prikupila Bari Nikolina)



TOW [kg \ lb] 6800 14 991

PLW [kg \ lb] 2600 5732

FW [kg \ lb] 730 1609

A [ - \ - ] 10.05 10.05

b [m \ ft] 20.96 68.77

R [km \ sm] 280 50

RC [m/s \ ft/min] 5.32 1047

0.3.8 Pilatus PC-6 Porter (prikupila Bari Nikolina)



TOW [kg \ lb] 2800 6173

PLW [kg \ lb] 1062 2341

FW [kg \ lb] 508 1120

A [ - \ - ] 8.4 8.4

b [m \ ft] 10.4 34.12

R [km \ sm] 1050 652

RC [m/s \ ft/min] 3.5 689


Tim Nixxa 2006 15

0.3.9 Rockwell Shrike Commander 500S (prikupila Bari Nikolina)


Vrijednost[ US ] Literatura: [4] / str.780; [5_6]

TOW [kg \ lb] 3062 6751

PLW [kg \ lb] 853 1881

FW [kg \ lb] 1050 2315

A [ - \ - ] 8.0 8.0

b [m \ ft] 14.95 49.05

R [km \ sm] 1625 1010

RC [m/s \ ft/min] 5.77 1135

0.3.10 SIAI-MarchettiSF.600TP (prikupila Bari Nikolina)


Vrijednost[ US ] Literatura: [4] / str.801; [5_7]

TOW [kg \ lb] 3300 7255

PLW [kg \ lb] 1050 2315

FW [kg \ lb] 315 694

A [ - \ - ] 6.2 6.2

b [m \ ft] 15 49.21

R [km \ sm] 600 373

RC [m/s \ ft/min] 5.08 1000


Tim Nixxa 2006 16

0.3.11 Reims F406 Caravan 2 (prikupio Vujica Danijel)


Vrijednost[ US ] Literatura: [2_2004]/str.153 (pdf.200); [5_2]

TOW [kg \ lb] 4400 9700

PLW [kg \ lb] 800 1764

FW [kg \ lb] 1440 3175

A [ - \ - ] 9.7 9.7

b [m \ ft] 15 49.21

R [km \ sm] 2100 1315

RC [m/s \ ft/min] 6.17 1214

0.3.12 Beech King Air B200 (prikupio Vujica Danijel)


Vrijednost[ US ]

Literatura: [2_1997] / str. 568

[2_2004]/str.569 (pdf.616)

TOW [kg \ lb] 5670 12 500

PLW [kg \ lb] 740 1631

FW [kg \ lb] 1653 3645

A [ - \ - ] 9.8 9.8

b [m \ ft] 9.8 32.15

R [km \ sm] 3100 1926

RC [m/s \ ft/min] 8.88 1749


Tim Nixxa 2006 17

0.3.13 Beech King Air 350 (prikupio Vujica Danijel)



TOW [kg \ lb] 6800 14 951

PLW [kg \ lb] 900 1984

FW [kg \ lb] 1600 3527

A [ - \ - ] 10.6 10.6

b [m \ ft] 17.65 57.91

R [km \ sm] 3300 2051

RC [m/s \ ft/min] 6.48 1276

0.3.14 Vulcanair VA 300 (prikupio Vujica Danijel)


Vrijednost[ US ]

Literatura: [2_1997] / str. 326

[2_2004]/str.326 (pdf.373)

TOW [kg \ lb] 2850 6283

PLW [kg \ lb] 750 1653

FW [kg \ lb] 1070 2359

A [ - \ - ] 7.7 7.7

b [m \ ft] 12 39.37

R [km \ sm] 1300 808

RC [m/s \ ft/min] 5.87 1155


Tim Nixxa 2006 18

0.4 Plan rada na projektu

Razrada zadatkaProgramiranje

(Matlab)

Crtanje

(SolidWorks)Izrada izvje taja

Izvje taj 1 Danijel Posavec Danijel Posavec Filip Bundalo Nikolina Bari

Izvje taj 2 Danijel Vujica Danijel Vujica Filip Bundalo Nikolina Bari

Izvje taj 3 Nikolina BariDanijel Vujica Danijel Posavec Filip Bundalo Nikolina Bari

Izvje taj 4Filip Bundalo

Danijel VujicaDanijel Vujica Filip Bundalo Nikolina Bari


Danijel PosavecDanijel Posavec Filip Bundalo Nikolina Bari

Izvje taj 6 Danijel Posavec Danijel Posavec Filip Bundalo Nikolina Bari

Izvje taj 7 Danijel Vujica Danijel Vujica Filip Bundalo Nikolina Bari

Izvje taj 8Danijel Posavec

Danijel Vujica

Danijel Vujica

Danijel PosavecFilip Bundalo

Nikolina Bari

Danijel Posavec

Izvje taj 9Danijel Vujica

Danijel Posavec

Danijel Posavec

Danijel VujicaFilip Bundalo Danijel Posavec


Tim Nixxa 2006 19

0.5 Zaklju ci

Zadatak TIM-a 2 je konceptualni projekt zrakoplova za turisti ko razgledavanje koji bimogao prevoziti 9 putnika. Prema JAR-u (FAR 23) je iz sigurnosnih razloga propisano da u tomslu aju zrakoplov mora imati barem 2 motora, kako bi bio omogu en daljnji let zrakoplova u slu ajuotkaza jednog motora. Zrakoplov bi trebao slu iti i za bacanje 9 padobranaca sa visine od 3.6 km tonavodi na standardna rje enja izvedbe aviona kao visokokrilca zbog olak anog iskakanjapadobranaca. Izvedba aviona kao visokokrilca ima prednost i zbog nesmetanog pogleda iz trupaaviona za vrijeme kori tenja u turisti ke svrhe. Budu i da bi se avion povremeno koristio i u svrhubacanja padobranaca trebao bi imati mogu nost brze prenamjene u smislu va enja turisti kih sjedala(eventualno umetanja klupica za padobrance). Va enjem sjedala pove ao bi se i udio korisnogtereta, odnosno zrakoplov bi mogao ponijeti u zrak i vi e od 9 padobranaca. Za izbacivanjepadobranaca tako er su po eljna i ve a vrata na stra njem dijelu trupa, kao kod npr. Cessne Caravanili De Havilland DHC-3 Ottera (iako se mo e zrakoplov izvesti i sa rampom koja bi slu ila za brzoizbacivanje padobranaca, a mo da i za olak an unos tereta ukoliko bi se u kasnijim prenamjenamazrakoplov koristio i kao teretni). U Prilogu 1 Tablica usporednih karakteristika sli nih zrakoplovanavedeni se i zrakoplovi koji ne udovoljavaju gore navedenim zaklju cima, ali navedeni su jer seuklapaju u zadane karakteristike na eg konceptualnog projekta zrakoplova.


Tim Nixxa 2006 20

0.6 Literatura[1_1] Roskam, J., "Airplane Design (Part I: Preliminary Sizing of Airplanes)", DARcorporation,

Lawrence, Kansas, 1985.

[2_1997] Taylor, J., "Jane's All The World Aircraft, Jane's, 1997-98.


[3] Raymer, D.P., "Aircraft design: A Conceptual Aproach", AIAA, Ohio, 1992.

[4] Donald, D., "The encyclopedia of World aircraft", Prospero Books, 1998.

[5_2] http://www.benair.com/aircraft/oypbg.htm

[5_3] http://www.airliners.net/info/stats.main?id=241



[5_6] http://www.airliners.net/info/stats.main?id=343[5_7] http://www.airwar.ru/enc/craft/sf600.html

[5_8] http://en.wikipedia.org/wiki/Antonov_An-14







[5_15] http://en.wikipedia.org/wiki/Beechcraft_King_Air

http://www.benair.com/aircraft/oypbg.htm

http://www.airliners.net/info/stats.main?id=241




http://www.airwar.ru/enc/craft/sf600.html

http://en.wikipedia.org/wiki/Antonov_An-14







http://en.wikipedia.org/wiki/Beechcraft_King_Air


Tim Nixxa 2006 21

1 Preliminarno dimenzioniranje: Procjena mase zrakoplova ianaliza senzitivnosti

1.1 Lista simbola


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

A - - koeficijent regresije A

B - - koeficijent regresije B

C - - parametar frakcije goriva

pc (lb / hr) / Bhp specifi na potro nja goriva

crp,c (lb / hr) / Bhp specifi na potro nja goriva prikrstarenju

dp,c (lb / hr) / Bhp specifi na potro nja goriva priletu do alternativnog odredi ta

ltrp,c (lb / hr) / Bhp specifi na potro nja goriva prikru enju

D kg lb parametar (WPL + Wcrew)

e - - konstanta (e=2.71828)

E h h istrajnost (trajanje leta)

ltrE h h vrijeme kru enja

F kg lb parametar senzitivnosti masa


Tim Nixxa 2006 22


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

DL / - - omjer uzgona i otpora

( )crDL / - - omjer uzgona i otpora prikrstarenju

dDL )/( - - omjer uzgona i otpora pri letu doalternativnog odredi ta

ltrDL )/( - - omjer uzgona i otpora prikru enju

ffM - - udio goriva za misiju

resM - - udio rezerve goriva

tfoM - - udio neiskori tenog goriva

crewn - - broj lanova posade

putnikan - - broj putnika

R km nm dolet, udaljenost

crR km nm dolet pri krstarenju

V km/h knot brzina leta

crV km/h knot brzina krstarenja

dV km/h knot brzina leta do alternativnogodredi ta

1W kg lb masa zrakoplova nakonuklju ivanja i zagrijavanja motora


Tim Nixxa 2006 23


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

2W kg lb masa zrakoplova nakon taksiranja

3W kg lb masa zrakoplova nakonpolijetanja

4W kg lb masa zrakoplova nakon penjanja

5W kg lb masa zrakoplova nakon krstarenja

6W kg lb masa zrakoplova nakon kru enja

7W kg lb masa zrakoplova nakon spu tanja

8W kg lb masa zrakoplova nakon leta doalternativnog odredi ta i spu tanja

9W kg lb masa zrakoplova nakon slijetanja,taksiranja i ga enja motora

crewW kg lb masa lanova posade

lanaW kg lb masa lana posade

EW kg lb masa praznog zrakoplova

FW kg lb ukupna masa goriva

FusedW kg lb masa goriva kori tenog u misiji

FresW kg lb masa rezervnog goriva

tfoW kg lb masa neiskori tenog goriva


Tim Nixxa 2006 24


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

PLW kg lb masa korisnog tereta

crewprtljageW ,kg lb masa prtljage po lanu posade

plprtljageW ,kg lb masa prtljage po jednom putniku

putnikaW kg lb masa jednog putnika

TOW kg lb ukupna masa zrakoplova

PL

TO

WW

∂∂ kg/kg lb/lb senzitivnost poletne mase

zrakoplova prema nosivosti

E

TO

WW

∂∂ kg/kg lb/lb

senzitivnost poletne masezrakoplova prema masi praznogzrakoplova

EW∂

∂ TO kg/h lb/h senzitivnost poletne masezrakoplova prema istrajnosti

p

TO

cW∂

∂ kg/kg/kW/h lb/lb/hp/hsenzitivnost poletne masezrakoplova prema specifi nojpotro nji goriva

)(TO

DLW

∂∂ lb lb

senzitivnost poletne masezrakoplova prema odnosu uzgonai otpora

pη - - efikasnost propelera

1.2 UvodOvo je prvi izvje taj o projektiranju zrakoplova i u njemu odre ujemo masu zrakoplova i

vr imo analizu senzitivnosti poletne mase prema: nosivosti, masi praznog zrakoplova, istrajnosti,brzini kru enja, specifi noj potro nji goriva te prema odnosu uzgona i otpora. U ovom prvomizvje taju bit e izra unati i prikazani logaritamski omjeri ukupnih poletnih masa (eng. Take-offWeights) i masa praznih zrakoplova (eng. Emty Weights) dobiveni regresijskom analizom za bazupodataka sli nih zrakoplova (tablica T.01.1) te prema bazi podataka sli nih zrakoplova iz tablice(2.5) [1_1].


Tim Nixxa 2006 25

1.3 Odre ivanje masa u pojedinim dijelovima misije

1.3.1 Baza podataka s ukupnim masama pri polijetanju (Takeoff Weights) imasama praznog zrakoplova (Empty Weights) za odabrane sli ne A/C

Tablica T.01.1 Baza podataka s ukupnim masama pri polijetanju i masama praznogzrakoplova za sli ne A/C

ZRAKOPLOV Picture WTO [kg] WE [kg] Tip zrakoplova(prema [1_1]) Izvor

Britten-Norman BN-2Islander 2994 1770 Twin Engine Propeller

Driven Airplanes [4] / str. 216

Rockwell ShrikeCommander 500S 3062 2422 Twin Engine Propeller

Driven Airplanes[4] / str.780

[5_6]

SIAI-MarchettiSF.600TP 3300 1935 Twin Engine PropellerDriven Airplanes

[4] / str.801

[5_7]

Vulcanair VA 300 2850 1730 Twin Engine PropellerDriven Airplanes

[2_1997] / str. 326

[2_2004]/str.326 (pdf.373)

Beech King Air B200 5600 3900 Twin Engine PropellerDriven Airplanes

[2_1997] / str. 568

[2_2004]/str.569 (pdf.616)

Reims F406 Caravan 2 4400 2160 Twin Engine PropellerDriven Airplanes

[2_2004]/str.153 (pdf.200)

[5_2]

Harbin Y11 B 3500 2050 Twin Engine PropellerDriven Airplanes [5_3]

Piper PA-60 Aerostar 2495 1695 Twin Engine PropellerDriven Airplanes [5_4]

Partenavia P-68 TC 1960 1200 Twin Engine PropellerDriven Airplanes [5_5]

Odabrana konfiguracijaTIM-a 2 3647.3 2252.8 -


Tim Nixxa 2006 26

1.3.2 Odre ivanje koeficijenta regresije za A i B (masa praznog zrakoplova)

Dijagram D.01.1 LOG-LOG odnosi i linearna aproksimacija

Prema [1_1] vr i se linearna aproksimacija: na apscisu dijagrama se nanose vrijednostiukupnih poletnih masa u logaritamskom mjerilu, a na ordinatu vrijednosti masa praznih zrakoplova,tako er u logaritamskom mjerilu. Za na e primjere odabranih a/c dobivamo punu liniju crne boje,dok prema zrakoplovima uzetima iz tablice (2.5) [1_1] dobivamo isprekidanu liniju crvene boje.Pravci se ne poklapaju u potpunosti jer ref [1_1] navodi starije zrakoplove no razlike su malene.

103

104

105

103.2

103.3

103.4

103.5

103.6

103.7

103.8

103.9

WTO [lbs]

WE

[lbs]

aproksimacija(na i)aproksimacija (Roskam)na i primjeriRoskam primjericalculated


Tim Nixxa 2006 27

Jednad ba na eg pravca, ozna enog punom linijom crne boje, glasi:

010514.0*94912.0 −= xy

odnosno:

010514.0log*94912.0log 1010 −= TOE WW

BAW

BW TOE −= 1010 log*1log (2.16) [1_1]

Usporedbom gore navedenih jednad bi, slijede koeficijenti regresije:

0.01108=A

0536.1=BKoeficijenti regresije izra unati pomo u Matlaba prema bazi podataka sli nih zrakoplova iz

tablice (2.5) [1_1]:

0.0495_ =roskamA

1.0430_ =roskamB


Tim Nixxa 2006 28

1.3.3 Odre ivanje masa u pojedinim dijelovima misije.

1.3.3.1 Odre ivanje potrebne mase goriva za misiju.

Slika S.01.1 Profil misije zadan u specifikaciji konceptualnog projekta zrakoplova

1. Uklju ivanje i zagrijavanje motora.

0.992TO

1 =WW

(vrijednost uzeta iz tablice (2.1) [1_1])

2. Taksiranje.

996.01

2 =WW (vrijednost uzeta iz tablice (2.1) [1_1])

3. Polijetanje.

996.02

3 =WW

(vrijednost uzeta iz tablice (2.1) [1_1])


Tim Nixxa 2006 29

4. Penjanje na visinu kru enja.

996.03

4 =WW (modificirana vrijednost zbog penjanja na malu visinu za razgledavanje i

ubrzavanje na brzinu kru enja prema specifikacijama misije u odnosu naW4/W3 = 0.0990 iz tablice (2.1) [1_1])

5. Kru enje .Za zrakoplove s propelerskim pogonom vrijedi Breguetova jednad ba za istrajnost:

)/ln()/()/)((/1(375 54p WWDLcVE ltrltrpltrltr η= (2.11) [1_1]

2=ltrE h - istrajnost (specificirano zadatkom)

150=crV knot - brzina krstarenja (specificirano zadatkom)

crltr VV *8.0= - brzina kru enja (pretpostavka snage motora od 70-85%)

120=ltrV knot

82.0=pη - iskoristivost propelera (pretpostavka prema tablici 2.2 Ref. [1_1])

6.0ltrp, =c lb/lb/hr - specifi na potro nja goriva pri kru enju (pretpostavka prematablici (2.2) [1_1])

( ) 10/ =crDL - omjer uzgona i otpora pri krstarenju (pretpostavka prema tablici(2.2) [1_1])

ltrDL

ltrpcp

ltrV

ltrE

eWW

⋅

⋅

−

=

η

375

4

5iz (2.11) [1_1]

0.94764

5 =WW

6. Spu tanje.

99.05

6 =WW (modificirana vrijednost zbog spu tanja sa male visine za razgledavanje i

usporavanja na brzinu za slijetanje prema specifikacijama misije u odnosuna W6/W5 = 0.992 iz tablice (2.1) [1_1])


Tim Nixxa 2006 30

7. Let do alternativnog odredi ta i spu tanje.

Misija tima Nixxa 2006 uklju uje polijetanje iz to ke A, kru enje zbog razgledavanja uturisti ke ili druge svrhe, te povratak natrag u po etnu to ku A. Za tip zrakoplova ija misija nijeodre ena doletom, ve istrajno u, nije propisana vremenska rezerva goriva za let premaalternativnom aerodromu u regulativama FAR-a ni JAR-a.

Za zrakoplove s propelerskim pogonom vrijedi Breguetova jednad ba za istrajnost:

)/ln()/()/)((/1(375 67p WWDLcVE crcrpcr η= (2.11) [1_1]

5.0=ltrE h - istrajnost (zadovoljava prema FAR121.6393 u slu aju eventualneprenamjene u prijevozu tereta i/ili putnika od to ke A do to ke B)

150=crV knot - brzina krstarenja (specificirano zadanom misijom)

82.0=pη nm - iskoristivost propelera (pretpostavka prema tablici (2.2) [1_1])

6.0crp, =c lb/lb/hr - specifi na potro nja goriva pri kru enju (pretpostavka prema tablici(2.2) [1_1])


crcrp

pcrDL

cVcr

E

eWW

−

=**375

6

7

η

(2.11) [1_1]

0.98336

7 =WW

8. Kru enje zbog zagu enosti prometa na alternativnom aerodromuZa zrakoplove s propelerskim pogonom vrijedi Breguetova jednad ba za istrajnost:

)/ln()/()/)((/1(375 78p WWDLcVE ltrltrpltrltr η= (2.11) [1_1]

5.0=ltrE h - istrajnost (zadovoljava prema FAR121.6394 u slu aju eventualneprenamjene u prijevozu tereta i/ili putnika od to ke A do to ke B)

FAR121.6393

http://www.airweb.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgFAR.nsf/0/1CC5B5DAD63E4806852566EF006DD813?OpenDocument

FAR121.6394

http://www.airweb.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgFAR.nsf/0/1CC5B5DAD63E4806852566EF006DD813?OpenDocument

http://www.airweb.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgFAR.nsf/0/1CC5B5DAD63E4806852566EF006DD81

http://www.airweb.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgFAR.nsf/0/1CC5B5DAD63E4806852566EF006DD81


Tim Nixxa 2006 31

150=crV knot - brzina krstarenja (specificirano zadatkom)

crltr VV *8.0= - brzina kru enja (pretpostavka vezana uz snagu motora od 70-85%)

120=ltrV knot

82.0=pη nm - iskoristivost propelera (pretpostavka prema tablici (2.2) [1_1])

6.0ltrp, =c lb/lb/hr - specifi na potro nja goriva pri kru enju (pretpostavka prematablici (2.2) [1_1])


ltrDL

ltrpcp

ltrV

ltrE

eWW

−

=

**375

7

8

η

(2.11) [1_1]

0.98667

8 =WW

9. Slijetanje, taksiranje i ga enje motora.

994.08

9 =WW (vrijednost uzeta iz tablice (2.1) [1_1])

Ukupna frakcija goriva potrebnog za misiju

8

9

7

8

6

7

5

6

4

5

3

4

2

3

1

2

TO

18

1 i

1i

TO

1ff W

WWW

WW

WW

WW

WW

WW

WW

WW

WW

WWM

i

⋅⋅⋅⋅⋅⋅⋅⋅=⋅= ∏=

+ (2.13) [1_1]

0.88668ff =M


Tim Nixxa 2006 32

Koli ina goriva

TOffFused )1( WMW ⋅−= - masa goriva kori tenog u misiji (2.14) [1_1]

FusedFres 06.0 WW ⋅= - te ina rezervnog goriva zbog meteorolo kih uvjeta

TOtfo 005.0 WW ⋅= - masa zarobljenog goriva u spremniku (pretpostavka prema [1_1])

tfoWWWW ++= FresFusedF - ukupna masa goriva izvedeno iz jed.(2.15) [1_1]

1.3.3.2 Odre ivanje mase korisnog tereta.

7001)( , =+⋅= plprtljageputnikaputnikaPL WWnW lb

9=putnikan - broj putnika (specificirano zadatkom)

170=putnikaW lb - masa jednog putnika (prema FAR 23.255)

20, ≈plprtljageW lb - masa prtljage po jednom putniku (proizvoljno)

1.3.3.3 Odre ivanje mase lanova posade.

753)( , =+⋅= crewprtljagelanacrewcrew WWnW lb

2=crewn - broj lanova posade (prema FAR 91.5316 – zrakoplov moraimati pilota i kopilota)

170=lanaW lb - masa lana posade (prema FAR 23.251)

20, ≈crewprtljageW lb - masa prtljage po lanu posade (proizvoljno)

1.3.3.4 Odre ivanje mase praznog zrakoplova EW

U prvoj iteraciji pretpostavili smo masu TOW na:

9500=TOW lb.

FAR 23.255

http://www.airweb.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgFAR.nsf/0/8DAB1AF2896CDECC85256687006BBD2D?OpenDocument

FAR 91.5316

http://www.airweb.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgFAR.nsf/0/69A0437907153AAB86256DAC005CE678?OpenDocument

http://www.airweb.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgFAR.nsf/0/8DAB1AF2896CDECC85256687006BBD2D?OpenDocument

http://www.airweb.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgFAR.nsf/0/69A0437907153AAB86256DAC005CE678?OpenDocument


Tim Nixxa 2006 33

Za taj iznos dobiva se iz jednad be (2.15) [1_1]:

FFresFusedF WWWW ++= izvedeno iz jed.(2.15) [1_1]

1188=FW lb - ukupna masa goriva izra unata u 1. iteraciji

Iznosi masa korisnog tereta i posade navedeni su ranije i iznose:

1700=PLW lb

375=crewW lb

Iz jednad be (2.16) [1_1]:

BAW

BW TOE −= 1010 log*1log (2.16) [1_1]

slijedi:

6.4942=EW lb - masa praznog zrakoplova izra unata u 1. iteraciji

Vrijednost mase praznog zrakoplova ( 6.4942=EW lb) dobivena prora unom u Matlabu uprvoj iteraciji, ne se sla e s zadanim granicama od 0.1 %, te je potrebno smanjiti pretpostavljeni

TOW na:

8000=TOW lb.

Za taj iznos dobiva se iz jednad be (2.15) [1_1]:

FFresFusedF WWWW ++= izvedeno iz jed.(2.15) [1_1]

1.1006=FW lb - ukupna masa goriva izra unata u zadnjoj iteraciji

Iz jednad be (2.16) [1_1]:

BAW

BW TOE −= 1010 log*1log (2.16) [1_1]

slijedi:

4966.6=EW lb - masa praznog zrakoplova izra unata u zadnjoj iteraciji

Vrijednost mase praznog zrakoplova 4966.6=EW (lb), dobivena prora unom u Matlabu uzadnjoj iteraciji, sla e se s zadanim granicama od 0.1 %, te je za daljnji prora un usvojeno:

8041=TOW lb

4966.6=EW lb

1.1006=FW lb

1700=PLW lb

375=crewW lb


Tim Nixxa 2006 34

1.3.3.5 Iznos mase u pojedinim dijelovima misije.

1W - masa zrakoplova nakon uklju ivanja i zagrijavanja motora

2W - masa zrakoplova nakon taksiranja

3W - masa zrakoplova nakon polijetanja

4W - masa zrakoplova nakon penjanja

5W - masa zrakoplova nakon kru enja

6W - masa zrakoplova nakon spu tanja

7W - masa zrakoplova nakon leta do alternativnog odredi ta

8W - masa zrakoplova nakon spu tanja na alternativni aerodrom

9W - masa zrakoplova nakon slijetanja, taksiranja i ga enja motora

Po etak

misije

(i-ta)faza

misije1. 2. 3. 4. 5. 6. 7. 8. 9.

Ukupna masazrakoplova u

librima

8041=TOW lb

( )iTOW ,lb

7976.7 7944.8 7913.0 7881.4 7468.2 7393.5 7270.1 7172.9 7129.8


Tim Nixxa 2006 35

1.4 Analiza senzitivnosti projektirane mase pri polijetanju)-)-1)(1(-1( tfoffres MMMC += (2.22) [1_1]

)( crewPL WWD += (2.23) [1_1]

06.0=resM - udio rezerve goriva

0.8867ff =M - ukupna frakcija goriva potrebnog za misiju

005.0=tfoM - udio neiskori tenog goriva

0.87488=C

2075=D lb

1.4.1 Senzitivnost TOW u odnosu na PLW

( ) 3.4551 TO

TO

PL

TO =⋅−⋅−

⋅=∂∂

WBCDWB

WW lb/lb (2.27) [1_1]

Iz faktora senzitivnost TOW u odnosu na PLW lijedi zaklju ak da se za svaku dodatnu libru(kilogram) korisnog tereta, ukupna masa zrakoplova pove ava za 3.455 libri (3.455 kilograma).

1.4.2 Senzitivnost TOW u odnosu na EW

1.706E

TO

E

TO =⋅=∂∂

WWB

WW

lb/lb (2.29) [1_1]

Iz faktora senzitivnost TOW u odnosu na EW slijedi zaklju ak da se za svako dodatnopove anje mase praznog zrakoplova za jednu libru (kilogram) tereta, ukupna masa zrakoplovapove ava za 1.706 libri (1.706 kilograma).


Tim Nixxa 2006 36

1.4.3 Senzitivnost TOW u odnosu na istrajnost E

( ) 09.037375

ltrp,TO =⋅⋅

⋅⋅=

∂∂

ltrp

ltr

DLcVF

EW

η lb/h (2.47) [1_1]

Iz faktora senzitivnost TOW u odnosu na E slijedi zaklju ak da se za svako dodatnopove anje trajanja misije od jednog sata, ukupna masa zrakoplova pove ava za 703.09 libri (318.92kilograma).

1.4.4 Senzitivnost TOW odnosu na specifi nu brzinu kru enja ltrV

( ) 19.10375

ltrp,TO =⋅⋅

⋅⋅=

∂∂

ltrp

ltr

DLcEF

EW

η lb/mph

Iz faktora senzitivnost TOW u odnosu na ltrV slijedi zaklju ak da se za svako dodatnopove anje brzine kru enja izra ene u mph, ukupna masa zrakoplova pove ava za 10.19 libri (4.62kilograma).

1.4.5 Senzitivnost TOW u odnosu na specifi nu potro nju goriva pc

2547.42)(375p

TO =⋅⋅

⋅⋅=

∂∂

ltrp

crltr

DLVEF

cW

η lb/lb/lb/h tablica (2.20) i (2.43) [1_1]

Iz faktora senzitivnost TOW u odnosu na specifi nu potro nju goriva pc slijedi zaklju ak dase za jedini no pove anje specifi ne potro nje goriva, ukupna masa zrakoplova pove ava za 2547.2libri (1155.4 kilograma).

1.4.6 Senzitivnost TOW u odnosu na odnos uzgona i otpora DL

( )-140.62

375)( 2,TO =

⋅⋅

⋅⋅⋅−=

∂∂

ltrp

ltrpltrltr

DLcVEF

DLW

η lb tablica (2.20) i (2.43) [1_1]

Iz faktora senzitivnost TOW u odnosu na jedini no pove anje odnosa uzgona i otpora( )ltrDL , ukupna masa zrakoplova smanjuje se za 140.62 libri (63.78 kilograma) to je vidljivo iznegativnog predznaka faktora senzitivnosti TOW u odnosu na odnos uzgona i otpora DL .


Tim Nixxa 2006 37

1.5 Izvje taj o radu


(Matlab)

Crtanje

(CorelDRAW)Izrada izvje taja


Danijel PosavecDanijel Vujica Filip Bundalo

Nikolina BariDanijel Vujica

Danijel Posavec

1.6 Zaklju ci U ovoj fazi konceptualnog projektiranja zrakoplova za turisti ko razgledavanje, vr ilo se jepreliminarno dimenzioniranje tj. procjenja mase zrakoplova i analizu senzitivnosti. Prora un jepokazao da se kona na ukupna dobivena masa zrakoplova ne razlikuje mnogo od ukupne masepretpostavljene u prvoj iteraciji, to zna i da je pretpostavka bila to na, tj. u malom odstupanju odukupne mase zrakoplova dobivene u zadnjoj iteraciji, TOW = 8047.7 lb ( TOW = 3650.4 kg). Masapraznog zrakoplova dobivena je preko regresijske analize iz baze podataka sli nih zrakoplova,Tablica T.01.1 (prilo ena tablica je bez zrakoplova koji su previ e odstupali po svojim odnosimaukupnih masa i masama praznih zrakoplova od potrebnih). U zadnjoj iteraciji dobivena masapraznog zrakoplova iznosi EW = 4966.6 lb ( EW =2252.8 kg).

Izvr ena analiza senzitivnosti govori o utjecaju mase korisnog tereta PLW , masi praznogzrakoplova EW , istrajno u E , brzini kru enja ltrV , specifi ne potro nje goriva pc te odnosuuzgona i otpora DL na pove anje ili smanjenje ukupne mase zrakoplova TOW .

Iz faktora senzitivnosti TOW u odnosu na PLW zaklju uje se da pove anje korisnog tereta bitnoutje e na pove anje ukupne mase zrakoplova, jer za jedini no pove anje korisnog tereta postojipove anje ukupne mase zrakoplova od 3.455 libri (3.455 kilograma).


Tim Nixxa 2006 38







[5_1] http://www.aoc.noaa.gov/aircraft_otter.htm[5_2] http://www.benair.com/aircraft/oypbg.htm





[5_7] http://www.airwar.ru/enc/craft/sf600.html

http://www.aoc.noaa.gov/aircraft_otter.htm







Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje prema zadanim performansama

Tim Nixxa 2006 39

2 Preliminarno dimenzioniranje: Dimenzioniranje premazadanim performansama

2.1 Lista simbola


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

a - - korelacijski koeficijent

A - - vitkost krila (aspektni odnos)

b - - korelacijski koeficijent

b (2. primjena) m ft raspon krila

c - - regresijski koeficijent pravca

fc - - koeficijent trenja

0DC - - koeficijent otpora pri nultom uzgonu

approachDC 0 - - ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonu zakonfiguraciju u prilazu

LDC 0 - - ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonukonfiguraciju pri slijetanju sa fiksnim podvozjem

TODC 0 - - ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonukonfiguraciju pri polijetanju sa fiksnim podvozjem

cleanDC 0 - - ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonu za istukonfiguraciju


Tim Nixxa 2006 40


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

10 B23.67DC - - koeficijent otpora za FAR 23.67B1

20 B23.67DC - - koeficijent otpora za FAR 23.67B2

7B23.DC 70 - - koeficijent otpora za FAR 23.77B

CGR - - kut penjanja

1B23.67CGR - - kut penjanja za FAR 23.67B1

2B23.67CGR - - kut penjanja za FAR 23.67B2

7B23.CGR 7 - - kut penjanja za FAR 23.77B

1C BL 23.67 - - koeficijent uzgona za FAR 23.67B1

2C BL 23.67 - - koeficijent uzgona za FAR 23.67B2

L 23.77BC - - koeficijent uzgona za FAR 23.77B

LC - - koeficijent uzgona

L maxLC - - maksimalni koeficijent uzgona pri slijetanju

L maxTOC - - maksimalni koeficijent uzgona pri polijetanju


Tim Nixxa 2006 41


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

d - - regresijski koeficijent pravca

e - - koeficijent efikasnosti krila

cleane - - koeficijent efikasnosti krila za istu konfiguraciju

flapsLe - - koeficijent efikasnosti krila za zakrilca u polo aju zaslijetanje

flapsTOe - - koeficijent efikasnosti krila za zakrilca u polo aju zapolijetanje

1e B23.67 - - koeficijent efikasnosti krila za FAR 23.67B1

2e B23.67 - - koeficijent efikasnosti krila za FAR 23.67B2

23.77Be - - koeficijent efikasnosti krila za FAR 23.77B

f 2m 2ft parazitska povr ina krila

absh m ft plafon leta

h m ft visina leta

PI - - parametar snage

P kW HP potrebna snaga motora


Tim Nixxa 2006 42


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

engineoneP kW HP snaga po jednom motoru

RC min/m min/ft brzina penjanja

RCP kgkW / lbHP / parametar brzine penjanja

S 2m 2ft povr ina krila

LS m ft ukupna duljina piste za slijetanje

LGS m ft ukupna duljina zaustavljanja po pisti

TOS m ft ukupna duljina piste za polijetanje

TOGS m ft ukupna duljina zalijetanja po pisti

wetS 2m 2ft mokra povr ina krila

clt min min vrijeme penjanja na visinu 12000 ft

23TOP kWk 2 2mg hpflb2 2t parametar kod polijetanja za FAR 23 zrakoplove

AV hkm / kts brzina u prilazu

crV hkm / MPH brzina krstarenja


Tim Nixxa 2006 43


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

LSV sm sft brzina sloma uzgona u konfiguraciji za slijetanje

cleanDC 0∆ - - prirast koeficijenta otpora pri nultom uzgonu za istukonfiguraciju

flapsLDC 0∆ - - prirast koeficijenta otpora pri nultom uzgonu zazakrilca u polo aju za slijetanje

flapsTODC 0∆ - - prirast koeficijenta otpora pri nultom uzgonu zazakrilca u polo aju za polijetanje

SLρ 3mkg 3ftslugs gusto a zraka na razini mora

10000σ - - omjer gusto a zraka na 10000 ft




SLσ - - omjer gusto a zraka na razini mora

( )167.23D

LB

- - omjer uzgona i otpora za FAR 23.67B1

( )267.23D

LB

- - omjer uzgona i otpora za FAR 23.67B2

( )B77.23D

L - - omjer uzgona i otpora za FAR 23.77B


Tim Nixxa 2006 44


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

PW kWkg hplb power loading (omjer mase i snage motora)

23.67B1PW

kWkg hplb power loading za FAR 23.67B1

23.67B2PW

kWkg hplb power loading za FAR 23.67B2

23.77BPW

kWkg hplb power loading za FAR 23.77B

SW 2mkg 2ftlb wing loading (omjer mase i povr ine krila)

TOSW

2mkg 2ftlb wing loading pri polijetanju


Tim Nixxa 2006 45

2.2 UvodOvo je drugi izvje taj o projektiranju zrakoplova u kojem se vr i dimenzioniranje

zrakoplova za du inu staze kod polijetanja, dimenzioniranje zrakoplova za du inu staze kodslijetanja, te dimenzioniranje za ograni enja pri penjanju (AEO, OEI)1. Vr i se procjena polarezrakoplova tj. procjenjuje se maksimalni koeficijent uzgona za istu konfiguraciju, te zakonfiguracije zrakoplova pri polijetanju, slijetanju te za konfiguraciju u prilazu. Zavr ni korak uovom dijelu prora una jest uskla ivanje svih podataka tj. odabiranje optimalne to ke u projektnomprostoru tj. u tzv. matching dijagramu. Tra i se to ka koja daje minimalni iznos povr ine krila tj.maksimalni wing loading, te minimalnu potrebnu snagu motora tj. maksimalni power loading.

2.3 Prora un ograni enja na temelju zadanih performansi

2.3.1 Procjena polare zrakoplovaParazitska i mokra povr inu izra unava se na temelju dolje navedenih regresijskih jednad bi:

wetSbaf 1010 loglog ⋅+= (3.21) [1_1]

TOwet WdcS 1010 loglog ⋅+= (3.22) [1_1]

Da bi izra unali slijede e jednad be bilo je potrebno odabrati regresijske koeficijente c i d.Regresijski koeficijenti c i d dobiveni su empirijski, a odabrani su iz tablice za kategorijudvomotornog zrakoplova pogonjenog propelerom prema (3.5) [1_1])

c = 0.8635

d = 0.5632

Koeficijent trenja c f odabiremo iz dijagrama (3.21a) [1_1]:

fc = 0.006

Korelacijske koeficijente a & b, odabrani su iz tablice (3.4) [1_1]:

a = - 2.2218

b = 1.0

wetS se dobiva iz regresijske jednad be

cdTOwet WS 10⋅= (3.22) [1_1]

1156=wetS ft2

1 AEO (eng. All Engines Operating) – re im leta sa svim ispravnim motorima

OEI (eng. One Engine Inoperative) – re im leta sa jednim neispravnim motorom


Tim Nixxa 2006 46

Tablica T.02.1 Baza podataka za sli ne A/C

ZRAKOPLOV Picture Wing area[m2]

Aspectratio

Wingloading[kg/m2]

Power per oneengine [kW]

Izvor

Britten-Norman BN-2Islander 30,19 7,4 99,2 194 [4] / str. 216

Rockwell ShrikeCommander 22,5 8,0 136,1 216

[4] / str.780

[5_6]

SIAI-MarchettiSF.600TP 24 6,2 137,5 313

[4] / str.801

[5_7]

Vulcanair VA 300 18,60 7,7 153,2 224[2_1997] / str. 326

[2_2004]/str.326 (pdf.373)

Beech King Air B200 28,15 9,8 198,9 634[2_1997] / str. 568

[2_2004]/str.569 (pdf.616)

Reims F406 Caravan2 23,48 9,7 187,4 373

[2_2004]/str.153 (pdf.200)

[5_2]

Harbin Y11/12 34 8,5 102,9 260 [5_3]

Piper PA-60 Aerostar 16,5 7,3 151,2 215 [5_4]

Partenavia P-68 18,6 7,7 105,4 155 [5_5]


Tim Nixxa 2006 47

Prema izrazu (3.21) [1_1] dobiva se ekvivalentna parazitska povr ina:ab

wetSf 10⋅= iz (3.21) [1_1]

937.6=f ft2

Aspektni odnos ( Sb /2 ), pretpostavljen je na temelju srednje vrijednosti aspektnih odnosa zasli ne zrakoplove prema tablici T.02.1.

A = 8

U daljnjem prora unu, kori ten je 10=A , jer nam matching dijagram sa tim aspektnimodnosom daje povoljniji podoban prostor, a. izvedba takvog krila sa 10=A mogu a uz upotrebumodernih materijala.

Povr ina krila ( S ), pretpostavljena je na temelju srednje vrijednosti povr ina krila za sli nezrakoplove navedene u tablici T.02.1.

S = 258.36 ft2

Pretpostavljena je polara oblika parabole prema jednad bi 3.19) [1_1]:

eACCC L

DD ⋅⋅+=

π

2

0 (3.19) [1_1]

Da bi se izra unao otpor pri nultom uzgonu 0DC kre e se od jednad be(3.20) [1_1]:

SfCD =0 , gdje je f ekvivalentna parazitsku povr ina, a S povr ina krila (3.20) [1_1]

0.04680.020.02685 =+=DOC 2

Prema tablici (3.6) [1_1], odabrane vrijednosti za 0DC∆ i e prikazane su u tablici T.02.2.

Tablica T.02.2 Odabrane vrijednosti za 0DC∆ i e

Prirast koeficijenta otpora pri nultom uzgonu za istu konfiguraciju cleanDC 0∆ 0,000

Prirast koeficijenta otpora pri nultom uzgonu za zakrilca u polo aju za polijetanje flapsTODC 0∆ 0,015

Prirast koeficijenta otpora pri nultom uzgonu za zakrilca u polo aju za slijetanje flapsLDC 0∆ 0,065

Koeficijent efikasnosti krila za istu konfiguraciju cleane 0,82

Koeficijent efikasnosti krila za zakrilca u polo aju za polijetanje flapsTOe 0,78

Koeficijent efikasnosti krila za zakrilca u polo aju za slijetanje flapsLe 0,73

2 U nulti otpor uklju en prirast otpora zbog fiksnog stajnog trapa (dodatak od 0.02)


Tim Nixxa 2006 48

Uva avaju i odabrane vrijednosti, prema (3.19) [1_1], tablici (3.6) [1_1] te tablici T.02.2 slijedi:

• Ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonu za istu konfiguraciju:

0.046850000 ==∆+= DcleanDDcleanD CCCC

• Ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonu za konfiguraciju pri polijetanju:

06185.0000 =∆+= flapsTODDTOD CCC

• Ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonu za konfiguraciju pri slijetanju:

11185.0000 =∆+= flapsLDDLD CCC

• Ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonu za konfiguraciju u prilazu pisti:

08685.02

0000 =

∆+∆+= flapsLDflapsTOD

DapproachDCC

CC

2.3.1.1 Polara za istu konfiguraciju

22

0 038818.00.04685 Lclean

LcleanDcleanD C

eACCC ⋅+=⋅⋅

+=π

2.3.1.2 Polara za konfiguraciju pri polijetanju

22

0 040809.006185.0 LcleanTO

LTODTOD C

eACCC ⋅+=

⋅⋅+=

π

2.3.1.3 Polara za konfiguraciju pri slijetanju

22

0 043604.011185.0 LcleanL

LLDLD C

eACCC ⋅+=⋅⋅

+=π

2.3.1.4 Polara za konfiguraciju u prilazu

22

0 04216.008685.0

2

LcleanLcleanTO

LcleanDapproachD Cee

A

CCC ⋅+=+

⋅⋅+=

π


Tim Nixxa 2006 49

Dijagram D.02.1 Dijagram koeficijenata uzgona i otpora za razli ite re ime leta zrakoplova


Tim Nixxa 2006 50

2.3.2 Dimenzioniranje za zadanu duljinu polijetanjaDuljina polijetanja ovisi o nadmorskoj visini. Uvjeti za letenje najpovoljniji su na razini

mora zbog najve e gusto e zraka. Ujedno e i snaga motora biti najve a, a samim time i duljinapolijetanja bit e najmanja. U matching dijagramu bit e prikazane dvije krivulje (za visinu na nultojnadmorskoj visini te na visini od 5000 ft (1500 m)), kako bi se vidio razli it utjecaj na podobanprostor.

2.3.2.1 Dimenzioniranje za zadanu duljinu polijetanja na razini moraDimenzioniranje za duljinu staze pri polijetanju radi se prema propisima zadanim prema

FAR-u 23. Re im leta pri polijetanju prikazan je u Tablici T.02.3:

Tablica T.02.3 Re im leta pri polijetanju

ZAKRILCA polijetanje

PODVOZJE fiksno (spu teno)

SNAGA AEO polijetanje

VISINA 0 ft

Prema zahtjevu misije duljina zalijetanja po pisti (eng. take-off groundrun) iznosi 900 ft.

009TOG =S ft

Ukupna duljina polijetanja (eng. take-off) prema 3.5 [1_1] iznosi:

TOGTO 66.1 SS ⋅= (3.5) [1_1]

1494TO =S ft

Slika S.02.1 Definiranje staze za polijetanje prema FAR-u 23


Tim Nixxa 2006 51

Parametar polijetanja (TOP3) za zrakoplove prema propisu FAR-u 23, iznosi premajednad bi (3.5) [1_1]:

22323TOG 009.09.4 TOPTOPS ⋅+⋅= (3.5) [1_1]

018.0036.09.49.4 2

23TOGS

TOP⋅++−

=

04.14523 =TOP lb2/(ft2.hp)

Take-off groundrun TOGS , proporcionalan je wing loadinguTOS

W

te power loadingu

TOPW

te prema (3.2) [1_1] iznosi:

23max

TOGTOP

CP

WS

W

STOL

TOTO =⋅

⋅

≈σ

(3.2) [1_1]

Preure enjem jednad be (3.2) [1_1] izrazit e se power loading kao funkcija wing loadingate e se ta ovisnost prikazati u matching dijagramu. Pretpostavljeno je da je vrijednost σ (omjergusto e zraka na visini piste (0 ft) i razini mora) jednaka 1. U zahtjevima misije zadana je duljinazalijetanja po pisti (eng. take-off groundrun), a jedine nepoznanice su wing loading i power loading.

TO

TOL

TO

SW

CTOPP

W

⋅⋅<

max23 σ (3.2) [1_1]

TO

TO

SWP

W

<

577.304

Konstanta TOLC max pretpostavljena je iz tablice (3.1) [1_1], tj. uzeta je maksimalnanavedena vrijednost koja iznosi 2.1, jer u specifikaciji misije imamo zadan zrakoplov sa STOLkarakteristikama.

3 TOP (eng. Take-off Parameter) – parametar kod polijetanja


Tim Nixxa 2006 52

2.3.2.2 Dimenzioniranje za zadanu duljinu polijetanja na visini 5000 ftDimenzioniranje za zadanu duljinu polijetanja vr i se na potpuno jednak na in kao i

dimenzioniranje za polijetanje na razini mora (v. Poglavlje 2.3.2.1). Jedina razlika je u ulaznompodatku σ . Izra unato je da vrijednost σ (omjer gusto e zraka na visini piste (5000 ft) i razinimora) iznosi 0.86166. Tada power loading izra en kao funkcija wing loadinga prema (3.2) [1_1]iznosi:

TO

TOL

TO

SW

CTOPP

W

⋅⋅<

max23 σ (3.2) [1_1]

TO

TOS

WPW

<

975.124

Vidi se da je power loading izra en u ovisnosti o wing loadingu (za visinu polijetanja 5000ft) o triji kriterij od onoga za visinu polijetanja na razini mora. To zna i da zadovoljavanje zazadanu duljinu polijetanja na visini 5000 ft zna i da zrakoplov zadovoljava i za polijetanje na razinimora. Kada bi se odabrala kombinacija power i wing loadinga na rubu podobnog prostoraograni enog sa krivuljom za zadanu duljinu polijetanja na razini mora, tada bi zrakoplov mogaopoletjeti samo sa te visine, osim ako bi zrakoplov polijetao sa nekim promijenjenim parametrima(npr. sa manjom TOW , sa pove ane duljine piste, sa piste s uzdu nim nagibom prema dolje, umeteorol kim uvjetima u kojima je pove ana gusto a zraka (npr. u hladnim danima), u uvjetimapolijetanja sa jakim eonim vjetrom itd.).

2.3.3 Dimenzioniranje za zadanu duljinu slijetanjaDimenzioniranje za duljinu staze pri slijetanju radi se prema propisima zadanim prema FAR-

u 23. Re im leta pri slijetanju prikazan je u Tablici T.02.4Tablica T.02.4 Re im leta pri slijetanju

ZAKRILCA slijetanje

PODVOZJE fiksno (spu teno)

SNAGA AEO slijetanje

VISINA 0 ft

Prema zahtjevu misije duljina zaustavljanja po pisti (eng. landing groundrun) iznosi 900 ft.

009LG =S ft

Ukupna duljina slijetanja (eng. landing) prema 3.13 [1_1] iznosi:


Tim Nixxa 2006 53

LGL 98.1 SS ⋅= (3.13) [1_1]

1782L =S ft

Brzina pri kojoj dolazi do sloma uzgona u konfiguraciji za slijetanje (eng. stall speed inlanding configuration), prema jednad bi (3.12) [1_1] iznosi:

265.0LG

LSSV = (3.12) [1_1]

ktsVLS 277.58=

Brzina prila enja (eng. approach speed), prema jednad bi (3.16) [1_1] iznosi:

LSA VV ⋅= 3.1 (3.11) [1_1]

ktsVA 76.75=

Slika S.02.2 Definiranje staze za slijetanje prema FAR 23

Prema (3.1) [1_1], izveden je izraz za optere enje krila pri slijetanjuLS

W

:

295.01

2

max LSL

LSL

L

VC

SW ⋅⋅

<

⋅

ρ , faktor 0.95 zbog 95.0=

TO

L

WW (3.1) [1_1]

262.30<

LSW f2


Tim Nixxa 2006 54

Kao to se mo e primijetiti, wing loading pri slijetanju ne ovisi o power loadingu, stoga e umatching dijagramu linija biti konstantna, neovisna o power loadingu (jer je gusto a zraka na nultojnadmorskoj visini konstantna kao i brzina sloma uzgona kod slijetanja koja pak ovisi samo ozadanoj duljini sletne staze).

2.3.4 Dimenzioniranje za ograni enja pri penjanjuProra un za ograni enja pri penjanju uzima u obzir slijede e FAR propise:

FAR 23.67 (b) (1)4 , FAR 23.67 (b) (2)5 te FAR 23.77 (b)6. Navedeni FAR propisi odnose se nanormalne, namjenske (eng. utility) i akrobatske zrakoplove sa klipnim ili turbinskim pogonom samaksimalnom te inom iznad 6000 lb (2722 kg).

2.3.4.1 Ograni enja prema FAR 23.67 (b) (1)Zrakoplov mora imati primjetan pozitivni kut penjanja do visine od 400 ft (122 m) iznad

mjesta polijetanja sa slijede om konfiguracijom:

• Zakrilca se nalaze u polo aju za polijetanje (eng. wing flaps in the takeoff position(s)).

• Stajni trap u na em slu aju je fiksan. U slu aju da imamo uvla ivo podvozje ono bi moralobiti u uvu enom stanju (eng. landing gear retracted).

• Kriti ni motor je neoperativan (OEI), a lopatice propelera postavljene na no (critical engineinoperative and its propeller in the minimum drag position), dok je snaga na ostalom motoru(tj. motorima ako je ukupni broj motora ve i od dva), postavljena na maksimalnu mogu u tj.na snagu za polijetanje (eng. remaining engine(s) at takeoff power).

Iz navedenih ograni enja slijedi:

001.01 =B23.67CGR - primjetan pozitivni kut penjanja

2.0CC 1 −= L maxTOBL 23.67 - smanjen koeficijent uzgona (zbog sigurnosti)

flapsTODDOB23.67D CCC 010 1.1 ∆+⋅= - pove an koeficijent otpora zbog OEI

flapsTOB23.67 e=1e

1

21

101C

B23.67

BL 23.67B23.67DB23.67D eA

CC⋅⋅

+=π

(3.19) [1_1]

FAR 23.67 (b) (1) 4

http://www.airweb.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgFAR.nsf/0/2459CA427595FBF685256687006BC958?OpenDocument

FAR 23.67 (b) (2) 5


FAR 23.77 (b) 6

http://www.airweb.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgFAR.nsf/0/FC5781A02AE021A385256687006C49BD?OpenDocument



http://www.airweb.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgFAR.nsf/0/FC5781A02AE021A385256687006C49BD?OpenDocument


Tim Nixxa 2006 55

( )1

1167.23

CD

LB23.67D

BL 23.67B C=

Gradijent penjanja CGR 7, prema (3.28) [1_1] definiran je kao:

Vdt

dhCGR = (3.28) [1_1]

Parametar gradijenta penjanjaCGRP 8, prema (3.29) [1_1] i (3.30) [1_1] definiran je kao:

( )( )2

1

1

167.23DL

L

B

C

CGRCGRP

−+

= (3.29) [1_1]

21

21

97.18

⋅

⋅⋅=

SW

PW

CGRP P ση(3.30) [1_1]

Power loadingPW , mo e se izraziti prema (3.29) [1_1] i (3.30) [1_1] u ovisnosti o wing

loadingu, efikasnosti propelera Pη , omjeru gusto e zraka σ (omjer gusto e zraka na visini 400 ft i

razini mora), parametru gradijenta penjanja CGRP te o omjeru uzgona i otpora ( )167.23D

LB

i iznosi:

( )( ) 21

1

167.23

212

1

DL

97.18

⋅

+

⋅⋅⋅=

−

SWCGR

CPW

B

LP ση

2.3.4.2 Ograni enja prema FAR 23.67 (b) (2)Zrakoplov mora imati ustaljeni kut penjanja ne manji od 0.75 posto na visini do 1500 ft

(457m) iznad mjesta polijetanja ili slijetanja sa slijede om konfiguracijom:

• Zakrilca se nalaze u uvu enom polo aju (eng. wing flaps retracted).

• Stajni trap u na em slu aju je fiksan. U slu aju da imamo uvla ivo podvozje, ono bi moralobiti u uvu enom stanju (eng. landing gear retracted).

• Kriti ni motor je neoperativan (OEI), a lopatice propelera postavljene na no (eng. criticalengine inoperative and its propeller in the minimum drag position), dok je snaga na ostalommotoru (tj. motorima ako je ukupni broj motora ve i od dva), postavljena na maksimalnukontinuiranu snagu (eng. maximum continious power).

7 CGR (eng. Climb gradient) – gradijent penjanja8 CGRP (eng. Climb gradient parameter) – parametar gradijenta penjanja


Tim Nixxa 2006 56


2.0CC 2 −= L maxTOBL 23.67 - smanjen koeficijent uzgona (zbog sigurnosti)

1.120 ⋅= DOB23.67D CC - pove an koeficijent otpora zbog OEI

cleanB23.67 e=2e

2

22

202C

B23.67

BL 23.67B23.67DB23.67D eA

CC⋅⋅

+=π

(3.19) [1_1]

( )2

2267.23

CD

LB23.67D

BL 23.67B C=

0075.02 =B23.67CGR - kut penjanja ne manji od 0.75 posto

Gradijent penjanja CGR , prema (3.28) [1_1] definiran je kao:

Vdt

dhCGR = (3.28) [1_1]

Parametar gradijenta penjanjaCGRP , prema (3.29) [1_1] i (3.30) [1_1] definiran je kao:

( )( )2

1

1

267.23DL

L

B

C

CGRCGRP

−+

= (3.29) [1_1]

21

21

97.18

⋅

⋅⋅=

SW

PW

CGRP P ση (3.30) [1_1]



razini mora), parametru gradijenta penjanja CGRP te o omjeru uzgona i otpora ( )267.23D

LB

i iznosi:

( )( ) 21

1

267.23

212

1

DL

97.18

⋅

+

⋅⋅⋅=

−

SWCGR

CPW

B

LP ση


Tim Nixxa 2006 57

2.3.4.3 Ograni enja prema FAR 23.77 (b)Zrakoplov mora imati ustaljeni kut penjanja ne manji od 2.5 posto nakon "balked landing-a":

• Zakrilca se nalaze u polo aju za slijetanje (eng. wing flaps in the landing position).

• Stajni trap u na em slu aju je fiksan. U slu aju da imamo uvla ivo podvozje ono bi moralobiti u izvu enom stanju (eng. landing gear extended).

• Maksimalna naga na motoru (tj. motorima ako je ukupni broj motora ve i od jedan),postignuta nakon 8 sekundi od trenutka kad je palica snage motora postavljena iz nultogpolo aja na maksimalni.


2.0CC77

−= L maxTOL 23. - smanjen koeficijent uzgona (zbog sigurnosti)

flapsTODDOD CCC23. 00 77

∆+=

flapsL23. e=77e

77

2

077

7777

C

23.

LDD eA

CC 23.23.23. ⋅⋅

+=π

(3.19) [1_1]

( )77

77C

DL

77 23.

23.

D

L

23. C=

0025.077 =23.CGR - kut penjanja ne manji od 0.25 posto

Parametar gradijenta penjanjaCGRP , prema (3.29) [1_1] i (3.30) [1_1] definiran je kao:

( )2

1

1

77DL

L

23.

C

CGRCGRP

−

+

= (3.29) [1_1]

21

21

97.18

⋅

⋅⋅=

SW

PW

CGRP P ση(3.30) [1_1]



razini mora), parametru gradijenta penjanja CGRP te o omjeru uzgona i otpora ( )77D

L23.

i iznosi:

( ) 211

77

212

1

DL

97.18

⋅

+

⋅⋅⋅=

−

SWCGR

CPW

23.

LP ση


Tim Nixxa 2006 58

2.3.5 Dimenzioniranje za zadano vrijeme penjanjaDimenzioniranje za zadano vrijeme penjanja vr i se sa usvojenom pretpostavkom o linearnoj

ovisnosti brzine penjanja i visine penjanja prema slici (3.26) [1_1]. Plafon leta 30000=absh ft,odabran je za zrakoplov sa komercijalnim turboprop pogonom prema tablici (3.7) [1_1]. Visina leta,tj. visina na koju se zrakoplov mora popeti iznosi: 12000=h ft. Za dimenzioniranje za zadanovrijeme penjanja, potrebno je specificirati tj. izabrati potrebno vrijeme penjanja.

Za zadanu visinu penjanja na 12000 ft, za prvu iteraciju prora una izabrano je potrebnovrijeme 10=clt min i aspektni odnos 8=A . Potrebna snaga motora iznosila je 328=engineoneP HP.U drugoj iteraciji izabrano je potrebno vrijeme 9=clt min. Potrebna snaga motora iznosila je

358=engineoneP HP. U tre oj iteraciji izabrano je potrebno vrijeme 8=clt min, ime je zahtjev zapotrebnom snagom motora pove an na 395=engineoneP HP.

Vidi se da smanjenje potrebnog vremena penjanja sa 10=clt min na 8=clt min pove avapotrebnu snagu motora engineoneP sa 328 na 395 HP.

U tre oj iteraciji izabrano je potrebno vrijeme 9=clt min te je ujedno pove an aspektniodnos sa 8=A na 10=A , ime je zahtjev za snagom motora uspje no smanjen s

358=engineoneP HP na 340=engineoneP HP.

Brzina penjanja RC 9 mo e se izraziti pomo u parametra brzine penjanja RCP 10 prema(3.23) [1_1]:

RCPdtdhRC ⋅== 33000 (3.23) [1_1]

Brzina penjanja na razini mora, 0RC mo e se izraziti prema (3.33) [1_1]:

1

0 1ln−

−⋅

=

absclabs

hh

thRC (3.33) [1_1]

Maksimalni omjer uzgona i otpora prema (3.27) [1_1] (izveden iz (3.25) [1_1] i (3.26) [1_1])iznosi:

41

43

max

23 )(345.1

DD

L

C

eAC

C ⋅⋅=

(3.27) [1_1]

⋅

⋅

−

=2

1

max

23

21

19 σ

η

DL

P

CC

SW

PWRCP (3.24) [1_1]

9 RC (eng. Rate of climb) – brzina penjanja10 RCP (eng. Rate of climb Parameter) – parametar brzine penjanja


Tim Nixxa 2006 59

Power loadingPW , mo e se izraziti prema (3.24) [1_1] u ovisnosti o wing loadingu,

efikasnosti propelera Pη , omjeru gusto e zraka σ ( 1=σ ), te o maksimalnom omjeru uzgona iotpora i iznosi:

⋅

⋅

+

=

21

max

23

21

19 σ

η

DL

P

CC

SW

RCP

PW hplb

2.3.6 Dimenzioniranje za brzinu krstarenjaBrzina krstarenja za zrakoplove pogonjene propelerom, esto se ra una za 75-80 % ukupne

snage motora. Uzev i tu injenicu u obzir, prema (3.51) [1_1] brzina krstarenja proporcionalna je:

31

1

0

⋅⋅

≈

−

D

Pcr C

PW

SW

Vσ

η(3.51) [1_1]

Uvodi se parametar PI 11 prema (3.53) [1_1]:

31

⋅=

PW

SW

IPσ

(3.53) [1_1]

Prema dijagramu (3.29) [1_1], parametar snage PI iznosi:

00.1=PI

Power loadingPW mo e se izraziti u ovisnosti o parametru snage PI te o parametru σ

(omjer gusto e zraka na visini 10000 ft i razini mora, 7385.0=σ ) i prema (3.53) [1_1] iznosi:

7385.03SW

ISW

PW

P

=⋅

=σ

hplb

Slijedi zaklju ak da krivulja ograni enja za brzinu krstarenja nema utjecaj na ograni avanjepodobnog prostora.

11PI (eng. power index) – parametar snage


Tim Nixxa 2006 60

2.4 Matching dijagram sa svim ograni enjimaU matching dijagramu (tj. u dijagramu podobnog prostora) prikazano je osam krivulja:

• Ograni enja za zadanu duljinu polijetanja:

o Ograni enje za zadanu duljinu polijetanja na razini mora (Poglavlje 2.3.2.1)

o Ograni enje za zadanu duljinu polijetanja na visini 5000 ft (Poglavlje 2.3.2.2)

• Ograni enje za zadanu duljinu slijetanja (Poglavlje 2.3.3)

• Ograni enja pri penjanju:o Ograni enja prema FAR 23.67 (b) (1) (Poglavlje 2.3.4.1)

o Ograni enja prema FAR 23.67 (b) (2) (Poglavlje 2.3.4.2)

o Ograni enja prema FAR 23.77 (b) (Poglavlje 2.3.4.3)

• Ograni enje za zadano vrijeme penjanja (Poglavlje 2.3.5)

• Ograni enje za brzinu krstarenja (Poglavlje 2.3.6)

U matching dijagramu (Dijagram D.02.2) tra i se optimalno rje enje u podobnom podru ju(nepodoban prostor rafiran je tj. ozna en x- ima), tj. tra i se to ka sa:

§ maksimalnom vrijedno u power loadingaPW (omjerom mase i snage motora) tj.

to ku sa minimalnom potrebnom snagom motora

§ maksimalnom vrijedno u wing loadingaSW (omjerom mase i povr ine krila) tj.

to ku sa minimalnom potrebnom povr inom krila.


Tim Nixxa 2006 61

Dijagram D.02.2 Matching dijagram


Tim Nixxa 2006 62

Dijagram D.02.3 Matching dijagram (pove anje)1

Kada bi se striktno pridr avao osnovni uvjet naveden u specifikaciji misije (avion zaturisti ko razgledavanje), ne bi bilo potrebno crtati slijede e krivulje: Ograni enje za zadanu duljinupolijetanja na visini 5000 ft, Ograni enje za zadano vrijeme penjanja te Ograni enje za brzinukrstarenja. Podoban prostor u tom bi slu aju bio odre en dvjema krivuljama (krivuljom ograni enjaza zadanu duljinu slijetanja te krivuljom ograni enja za zadanu duljinu polijetanja na razini mora).

Za gore navedeni podoban prostor optimalno rje enje iznosi:

Ø potrebna snaga po jednom motoru: 400=engineoneP HP

Ø ukupna povr ina krila: 265=S ft2

Sa dijagrama je vidljivo da odre en podoban prostor definiraju tri krivulje (krivuljaograni enja za zadanu duljinu polijetanja na visini 5000 ft, krivulja ograni enja za zadanu duljinuslijetanja te krivulja ograni enja za zadano vrijeme penjanja.

1 Novi Matching dijagram nalazi se u Izvje taju 5, Poglavlje 5.3 (Dijagram D.05.1)


Tim Nixxa 2006 63

Za gore navedeni podoban prostor optimalna rje enja iznose:

Ø prema wing loadingu ("mali tro kovi proizvodnje"):

464=engineoneP HP

266=S ft2

Ø prema power loadingu ("mali tro kovi eksploatacije"):

340=engineoneP HP

363=S ft2

Cilj je odabrati optimalnu to ku koja ima najve i power loading te najve i wing loading.Odabrano je rje enje koje je izme u optimalnog rje enja odabranog prema wing loadingu te premapower loadingu. Razlog toj odluci le i u injenici da je osnovna namjena zrakoplova turisti korazgledavanje, a u toj eksploataciji zrakoplova ja i motori tj. vi ak snage (koristan kod penjanjazrakoplova na visinu od 12000 ft (3.6 km) tj. u eksploataciji kao zrakoplov za bacanje padobranaca)zna i ujedno i pove anu potro nju goriva po jedinici vremena. Odlu eno je da je va no izabratimotore optimalne za eksploataciju zrakoplova u turisti ke svrhe, jer ostvariti dobre karakteristike upenjanju mo e se posti i i dobrom aerodinamikom. Eksploatacija u turisti ke svrhe vremenski jepuno dulja (endurance 2=E h) od eksploatacije za bacanje padobranaca (vrijeme penjanja

9=clt min). U eksploataciji kao zrakoplov za bacanje padobranaca, motori se ionako koriste samo u50% vremena, jer je u spu tanju zrakoplova snaga motora postavljena na minimalnu. Odabranimotori sa manjom snagom ujedno e biti i manje mase, a i vibracije i buka koju proizvodi trebale bibiti manje.

Smanjenje wing loadinga, tj. pove anje povr ine krila S , sa 266 na 363 ft2, usprkos injeniciu pove anoj cijeni proizvodnje zrakoplova, opravdano je jer je uspje no smanjena snaga motora

engineoneP , s 464 na 340 HP, odnosno ukupna potrebna snaga P , s 928 na samo 680 HP. Smanjenjeukupne snage motora na 680=P HP, jako e smanjiti potro nju goriva po jedinici vremena tj.operativni tro kovi (tro kovi eksploatacije zrakoplova) bit e drasti no smanjeni.

Zbog gore navedenih razmatranja odabrano rje enje iznosi:

Ø potrebna snaga po jednom motoru: 350=engineoneP HP

Ø ukupna povr ina krila: 360=S ft2

Za daljnji prora un osvojene su slijede e vrijednosti1:

350=engineoneP HP 45.11=PW lb/hp

360=S ft2 30.22=SW lb/ ft2

10=A

1 Za kona ne vrijednosti vidi Izvje taj 5, Poglavlje 5.3


Tim Nixxa 2006 64



(Matlab)

Crtanje



Danijel Posavec

Danijel Vujica

Danijel Posavec

Nikolina Bari

Filip Bundalo

Nikolina BariDanijel Vujica

Danijel Posavec

2.6 Zaklju ciZbog trenda rasta cijene goriva odlu ili smo napraviti kompromis. Zrakoplov ima pove anu

ukupnu povr inu krila (ve i tro kovi proizvodnje zrakoplova). No, ujedno zrakoplov ima motoremanje snage (smanjena potro nja goriva po jedinici vremena tj. operativni tro kovi su manji, tesmanjena nabavna cijena motora zbog manje jedini ne snage).

Vrijednosti koeficijenata uzgona LC , uzete su kao maksimalne mogu e, jer u specifikacijimisije zadan je zrakoplov sa STOL karakteristikama. Te velike vrijednosti koeficijenata uzgonarealizirat e se pomo u ure aja za pove anje uzgona (eng. High lift devices).



[2_1997] Taylor, J., "Jane's All The World Aircraft, Jane's, 1997-98.[2_2004] Taylor, J., "Jane's All The World Aircraft, Jane's, 2004-05.



[5_1] http://www.aoc.noaa.gov/aircraft_otter.htm














Odabir konfiguracije

Tim Nixxa 2006 65

3 Odabir konfiguracije

3.1 Lista simbola


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

PD m ft promjer propelera

CAh / m ft visina zrakoplova

fd m ft promjer trupa zrakoplova

fl m ft duljina zrakoplova

fcl m ft duljina zadnjeg konusnog dijela zrakoplova

pn - - broj krakova propelera

blP 2mkW 2ft

HP optere enje po jednom kraku propelera

fcθ - - kut zadnjeg konusnog dijela zrakoplova


Tim Nixxa 2006 66

3.2 UvodOvo je tre i izvje taj o projektiranju zrakoplova u kojem se vr i odabir konfiguracije.

Nakon diskusije o faktorima koji imaju utjecaj na projektirani zrakoplov, vr i se komparativnastudija zrakoplova sa sli nom misijom i performansama, te odabire pogonski sustav, konfiguracijakrila, konfiguracija stabilizacijskih povr ina te konfiguracija podvozja zrakoplova. Na krajuizvje taja dana je predlo ena konfiguracija zrakoplova koji se koristi za turisti ka razgledavanja teza bacanje padobranaca.

3.3 Diskusija o faktorima koji imaju utjecaj na projektirani zrakoplov

3.3.1 Lista faktora za zna ajnim utjecajemFaktori koji imaju zna ajan utjecaj zbog specifi nosti zadane misije zrakoplova:

• STOL karakteristike

• Preglednost iz putni ke kabine

• Brzina penjanja

• Lako iskakanje padobranaca iz zrakoplova

3.3.2 DiskusijaØ STOL karakteristike:

Prema zahtjevu misije duljina zalijetanja po pisti, TOGS iznosi 900 ft. Mogu nost uzlijetanja islijetanja sa kratkih pista, zrakoplov e mo i ostvariti jer su uvjeti takve namjene zrakoplova Nixxezadovoljeni u drugom izvje taju sa odabranim omjerom power loading-a i wing loading-a (tj.odabranom snagom motora i povr ine krila) te odabranim koeficijentima uzgona. Velike vrijednostikoeficijenata uzgona realizirat e se pomo u ure aja za pove anje uzgona (eng. High lift devices),odabirom kvalitetnog aeroprofila (vidi 4. izvje taj), te ugradnjom wingleta na krilo zrakoplova.

Za daljnji prora un kori tene su slijede e vrijednosti1:

45.11=PW hplb 350=engineoneP HP

30.22=SW 2ftlb 360=S ft2

5.2C =L maxTO 1.2=L maxLC

1 Za kona ne vrijednosti vidi Izvje taj 5, Poglavlje 5.3.


Tim Nixxa 2006 67

Ø Preglednost iz putni ke kabine:

Zbog zadane misije za panoramska razgledavanja uzeta je velika povr ina prozora radi boljepreglednosti iz putni ke kabine. Prozori su pravokutni sa zaobljenjima na kutovima radi smanjenjakoncentriranih naprezanja. Zbog velike povr ine potrebno je oja ati prozore, to bi imalo zaposljedicu neznatno pove anje mase praznog zrakoplova.

Odabrana je izvedba sjedala u dva reda radi boljeg pogleda kod kori tenja zrakoplova uturisti ke svrhe tj. kod panoramskih letova. Tako er su odabrana lako demontiraju a sjedala(pomo u kop i), kako bi se prilikom kori tenja zrakoplova za izbacivanje padobranaca mogla lakoukloniti, ime se omogu uje ve i prostor za padobrance te smanjenje prazne mase zrakoplova(pove ana masa korisnog tereta tj. mogu nost eventualnog kori tenja zrakoplova za izbacivanjeve eg broja padobranaca, npr. 10 padobranaca).

Ø Brzina penjanja:

Zbog namjene zrakoplova za bacanje padobranaca, u faktore sa zna ajnim utjecajem spadabrzina penjanja. U drugom izvje taju izra unata je brzina penjanja zrakoplova na razini mora:

1700=RC ft/min

Ø Lako iskakanje padobranaca iz zrakoplova:

Zbog namjene zrakoplova za bacanje padobranaca, po eljno je da zrakoplov pru apadobrancima mogu nost lakog i brzog iskakanja. Tu kvalitetu zrakoplova mo e se lako ostvaritikliznim vratima (pomi na rampa nepotrebno bi pove ala masu praznog zrakoplova).

Zrakoplov e imati ugra ena klizna vrata (unutar zrakoplova) radi lak eg ukrcavanja putnikate lak e i bolje mogu nosti izvedbe iskakanja grupe padobranaca. Pri kori tenju zrakoplova zaiskakanje padobranaca ne e biti potrebno skidanje vrata, to bi bilo potrebno ako se ne bi ugradilaklizna vrata, a samim time (zbog smanjenje buke), komfor za padobrance te pilota i kopilota bit euvelike pove an.


Tim Nixxa 2006 68

3.4 Komparativna studija zrakoplova sa sli nom misijom i performansama

3.4.1 Komparativna analiza masa, performansi i geometrije sli nih zrakoplova

Tablica T.03.1 Tabli na usporedba sli nih zrakoplova

Britten-NormanBN-2 Islander

Rockwell ShrikeCommander 500S

SIAI-MarchettiSF.600TP Vulcanair VA 300 Harbin Y11 B Partenavia P-68

TC

ft 35,63 42,98 39,86 31,33 39,37 30,68

Duljina, fl

m 10,86 13,10 12,15 9,55 12,00 9,35

ft 47,05 44,06 49,21 39,37 55,77 39,37

Raspon, b

m 14,34 13,43 15,00 12,00 17,00 12,00

ft 13,71 14,96 15,09 11,15 15,22 11,15Visinazrakoplova,

CAh / m 4,18 4,56 4,60 3,40 4,64 3,40


Tim Nixxa 2006 69




TC

Posada, crewn 2 2 2 2 2 2

Broj sjedalaPutnici,

putnikan 8 6 9 6 6 5

Smje taj visokokrilac visokokrilac visokokrilac visokokrilac visokokrilac visokokrilac

Krilo

Vitkost, A 6,80 8,00 6,20 7,70 8,50 7,70

ft2 324,96 242,19 258,33 200,21 365,97 200,21Povr ina krila,

Sm2 30,19 22,50 24,00 18,60 34,00 18,60

lb/ ft2 20,32 27,88 28,17 31,39 21,09 21,59Wing loading,

SW

kg/ m2 99,17 136,09 137,50 153,23 102,94 105,38

Tip podvozjaTricikl

neuvla i

Tricikl

uvla i

Tricikl

neuvla i

Tricikl

uvla i

Tricikl

neuvla i

Tricikl

neuvla i


Tim Nixxa 2006 70




TC

lb 3902 5340 4266 3814 4519 2646Masa praznog

zrakoplova, EWkg 1770 2422 1935 1730 2050 1200

lb 6601 6751 7275 6283 7716 4321Ukupna masazrakoplova,

TOW kg 2994 3062 3300 2850 3500 1960

Proizvo Lycoming Lycoming Allison Zoche TeledyneContinental

TextronLycoming

Pogon

Model O-540-E4C IO-540-E1B5 250-B17C/F ZO 02A TSIO-550-B TIO360C1A6D

HP 260 290 420 300 349 208Snaga motora,

engineonePkW 194 216 313 224 260 155

Tip repa na dnu ver.stabilizatora

na vrhu repa,ispod ver. stab.

po sredini repa,ispod ver. stab.





Tim Nixxa 2006 71




TC

lb/HP 25,40 23,33 17,35 20,94 22,15 20,81Power loading,

PW

kg/kW 15,43 14,18 10,54 12,72 13,46 12,65

kts 143 176 155 177 127 165Brzina

krstarenja, crVkm/h 264 326 290 328 235 306

ft/min 970 1340 1800 1516 1100 1550Brzina penjanjana razini mora,

RC m/s 4,93 6,81 9,15 7,70 5,59 7,84

ft 13200 19400 24000 25000 19685 27000Plafon leta,

abshm 4023 5913 7315 7620 6000 8230

Tip propelera constant speed constant speed - constant speed,reversible pitch varijabilni constant speed


Tim Nixxa 2006 72




TC

ft - - - 6,23 - 6,05Promjer

propelera, PDm - - - 1,90 - 1,83

Nm 756 1034 1215 718 162 300Dolet samaksimalnom

masom korisnogtereta, R km 1400 1915 2250 1330 300 555

Broj krakova elise, pn 2 3 - 3 3 2


Tim Nixxa 2006 73

3.4.2 Usporedba konfiguracija sli nih zrakoplova

3.4.3 Prikaz projekcije (tlocrt, nacrt, bokocrt) sli nih zrakoplova

Slika S.03.1 Beech King Air

Slika S.03.2 Britten-Norman BN-2 Islander


Tim Nixxa 2006 74

Slika S.03.3 Partenavia P-68 TC

Slika S.03.4 Reims F406 Caravan 2


Tim Nixxa 2006 75

Slika S.03.5 Rockwell Shrike Commander 500S

Slika S.03.6 Vulcanair VA 300


Tim Nixxa 2006 76

3.4.4 DiskusijaSvi navedeni avioni, osim Vulcanaira imaju pravokutan popre ni presjek trupa, to doprinosi

boljem iskori tenju kabinskog prostora zrakoplova, unato ne to lo ijoj aerodinamici, koja sedjelomi no kompenzira zaobljenim rubovima. Drasti an primjer za ovo je Britten- Normanov Bn-2,koji ima gotovo potpuno pravokutni popre ni presjek krila, a i ukupno ima najlo iju aerodinamiku.Vulcanair jedini ima okrugli popre ni presjek trupa. Ovakav oblik mu daje najbolju aerodinamiku,me utim s obzirom da se radi o zrakoplovu koji u jednom redu ima dva sjedi ta jedno poreddrugoga, ovakav popre ni presjek ostavlja jako malo racionalno iskoristivog prostora.

Od odabranih aviona est zrakoplova su visokokrilci (Britten-Norman, Shrike Commander,SIAI-Marchetti, Vulcanair, Harbin i Partenavia). Ovi zrakoplovi ujedno se i koriste za panoramskaletenja, tako da takva konfiguracija najbolje odgovara projektiranom zrakoplovu prema zadanojmisiji. Dva su zrakoplova (Beech i Reims) niskokrilci, me utim tu se radi o poslovnim zrakoplovimaiji je prvenstveni naglasak na brzini leta, doletu i komforu, dok je samo jedan avion (Piper)

srednjekrilac. Ovdje se mora napomenuti kako je ovo izuzetno rijetka konfiguracija smje taja krilaza ovakav tip zrakoplova, zbog ote ane konstrukcije uslijed spajanja krila na trup, a i najlo ijegpogleda iz putni ke kabine prema van, s obzirom da krilo u ovom slu aju najvi e zaklanja pogled.Krila su bez strijele, pravokutnog ili trapeznog oblika.

Svi zrakoplovi imaju po dva motora u krilima sa vu nim elisama. Kod niskokrilaca su motoripostavljeni malo iznad ravnine krila, kako bi se pove alo rastojanje izme u elise i zemlje, a samimtime i smanjila duljina podvozja, dok su kod navedenih visokokrilaca motori uglavnom postavljeniili u ravninu ili malo ispod ravnine krila, kako bi se olak ao pristup motoru radi odr avanja.

Svi zrakoplovi imaju podvozje tipa tricikl, a samo dva tipa (SIAI-Marchetti i Paternavia)imaju fiksno podvozje, dok ostali imaju uvla ivo. Kod niskokrilaca je uvla enje podvozja izvedeno ugondole motora, dok je kod visokokrilaca to izvedeno ili uvla enjem u trup, kao na primjeruVulcanaira gdje se kota i uvla e u posebno aerodinami ki profilirane gondole na trupu, iliuvla enjem u gondole motora (Shrike commander i Britten-Norman). Kod ovih visokokrilaca kodkojih se kota i uvla e u gondole motora, podvozje mora biti vr e, to doprinosi pove anju masepodvozja, a isto tako i ve oj osjetljivosti na polijetanje sa neasfaltiranih staza (poput travnatih pistakakvima se koristi ve ina aeroklubova). Kod navedena dva zrakoplova koji imaju fiksno podvozje,spojevi izme u podvozja i trupa su izvedeni s aerodinami kim prijelazom, a i kota i su zatvoreni uaerodinami ki profilirana ku ta, kako bi se smanjio otpor zraka. S obzirom da ova dva zrakoplovanemaju velike brzine leta, utjecaj otpora zraka na neuvla ivo podvozje nije zna ajan, te je ovakvakoncepcija opravdana.

Repne povr ine su kod svih zrakoplova konvencionalno izvedene (horizontalni stabilizatorsmje ten ispod vertikalnog) izuzev kod Beech King Air-a, koji ima T-rep. Prednosti klasi nih repnihpovr ina su o igledne s obzirom na jednostavniju konstrukciju, ali i manju masu, stoga je ve inaovih zrakoplova izvedena upravo sa klasi nom repnom konstrukcijom.


Tim Nixxa 2006 77

3.5 Odabir pogonskog sustava

3.5.1 Selekcija tipa pogonskog sustavaU prora unu (u drugom izvje taju) dobili smo da potrebna snaga motora iznosi,

350=engineoneP HP. Tu snagu je mogu e realizirati sa klipnim motorom ili turboprop motorom.Razmatrano je nekoliko klipnih motora poznatih proizvo a koji zadovoljavaju uvjete ali je ipakodlu eno da e se koristiti turboprop motor zbog svojih brojnih prednosti.

Osnovna prednost je vidljiva u kori tenju zrakoplova za bacanje padobranaca, kada jezrakoplov u re imu izra enog penjanja. Naime, turboprop motor ima manji gubitak snage sapove anjem visine, to utje e na performanse. Omjer snage i mase samog motora je povoljniji negokod klipnog. Vibracije i buka su manje izra ene kod turboprop motora. Sa stajali ta odr avanja,klipni motori imaju kra e vrijeme izme u potrebnih pregleda, to poskupljuje eksploatacijuzrakoplova. Jedina mana turboprop motora prema tablici (3.4) [3] te slici (3.3) [3], jest u neznatnojve oj specifi ni potro nji goriva uspore uju i ih sa klipnim motorima. Veliku manu u odnosu natruboprop motore imaju klipni, jer imaju veliki problem sa pucanjem cilindra uslijed velikihtemperaturnih razlika (~6.5º C svakih 1 km u ISO atmosferi).

Na tr tu postoje brojni turboprop motori, ali uglavnom ve ih snaga, koji nisu primjenjivi zaprojektirani zrakoplov. Prvi izbor je bio motor proizvo a Turbomeca iz serije Artouste snage 360HP, star 30 godina, koji je odba en zbog toga jer na tr tu postoje i suvremeniji, tehnolo kinapredniji motori. Slijede i izbor bio je motor proizvo a Pratt & Whitney sa modelom PT6, ali nion se vi e ne proizvodi u verziji slabijoj od 500 HP. Tvrtka Allison vi e ne postoji jer ju je kupilave a tvrtka Rolls Royce (koja tako er u svojoj ponudi nema motore slabije od 400 HP).

Kako je mogu e ograni iti tvorni ki snagu motora, odabran je model B17 iz serije 250 (vidisl. S.03.8), koji proizvodi 400 HP. U prvom koraku odabran je motor sa redukcijom snage na 350HP, no zbog razloga nevedenih u Izvje taju5, Poglavlje 5.3 kona na snaga motora iznosi:

004=engineoneP HP

Slika S.03.7 Odabran motor: Rolls Royce 250 B17


Tim Nixxa 2006 78

Tablica T.03.2 Klipni motori koji zadovoljavaju zahtjeve projektiranog zrakoplova

Proizvo Tip Snaga [HP]

Lycoming TIO-540-AE2A 350

Lycoming TIO-540-W2A 360

Continental TSIO-550-E 350

Tablica T.03.3 Turboprop motori koji zadovoljavaju zahtjeve projektiranog zrakoplova


Allison 250-C14 370

Pratt & Whitney PT6A-100 400

Turbomeca Artouste I 360

Turbomeca Artouste II-C5 360

Rolls Royce 250 B17 400

Tablica T.03.3 Odabrano kona no rje enje za motor projektiranog zrakoplova


Rolls Royce 250 B17 400


Tim Nixxa 2006 79

3.5.2 Dimenzioniranje propeleraOd brojnih proizvo a elisa, odabrana je tvrtka Hartzell, zbog najboljih ponuda modela

razli itih karakteristika. U skupini elisa do 450 HP, Hartzell daje mogu nost odabira dvokrake,trokrake ili etverokrake elise sa promjerom izme u 170 i 230 cm. Odabrana je elisa sa 4 kraka,promjera, 9,1=PD m (6,23 ft). Takva elisa daje prema (5.1) [1_2] optere enje po kraku propelera,

28.3=blP HP/ft2 , to je u razumnim granicama. U daljnjim fazama prora una mogu e jeupotrijebiti i manji promjer ukoliko bi bila potreba takva promjena. Time bi se dobila jo ve audaljenost elise od tla te manja udaljenost od trupa ( to bi rezultiralo manjim momentom skretanja uslu aju otkaza jednog motora, te manjim momentom savijanja u korijenu krila).

23.6=PD ft

HPPP engineone 400max ==

⋅⋅⋅

=2

1

max4

blpP Pn

PD

π(5.1) [1_2]

28.3=blP HP/ft2

Tablica T.03.4 Propeleri koji zadovoljavaju zahtjeve projektiranog zrakoplova

Proizvo Max. snaga Broj krakova Korak Promjer [cm]

MT Propeller 450 5 reverzibilni 180

Hartzell 450 2, 3 ili 4 reverzibilni 170 do 230

Avia 350 4 reverzibilni 203

Tablica T.03.5 Odabrano kona no rje enje za propeler projektiranog zrakoplova

Proizvo Max. snaga Broj krakova Korak Promjer [cm]

Hartzell 450 4 reverzibilni 190


Tim Nixxa 2006 80

3.6 Odabir konfiguracije

3.6.1 Generalna konfiguracija zrakoplovaOdabrana je klasi na generalna konfiguracija zrakoplova (sa repom straga) zbog

specifi nosti zadane dvostruke misije zrakoplova. U eksploataciji za turisti ka razgledavanjaodabrana je zbog lake evakuacije putnika te zbog dobre vidljivosti iz putni ke kabine, a ueksploataciji za izbacivanje padobranaca, odabrana je zbog mogu nosti laganog iskakanjapadobranaca. Klasi na konfiguracija ujedno ima i zadovoljavaju i otpor, masu te mokru povr inu.

Tablica T.03.6 Prednosti i mane generalnih konfiguracija zrakoplova

Klasi na

(sa repom straga)

Lete e krilo

(eng. BlendedWing Body)

Krilo s kanardom

(tandem krilo)

Spojena krila

(eng. Joined Wing)

Otpor najmanji

Masa najmanja

Povr ina krila i trupa najmanja

Iskakanjepadobranaca(evakuacija putnika)

mogu e nemogu e mogu e nemogu e


Tim Nixxa 2006 81

Ø Oblik trupa

Kod odabira trupa razmatrane su prednosti koje nudi etvrtasti oblik trupa te ovalni oblik.etvrtasti oblik trupa nudi najpovoljnije rje enje prostora za putnike, ali ima lo e aerodinami ke

karakteristike, dok ovalni oblik trupa ima idealne aerodinami ke karakteristike, ali lo u iskoristivostprostora za putnike. Odabrano rje enje je pravokutni popre ni presjek sa zaobljenjima (vidi sl.S.03.9), tj. kompromisni oblik koji se nalazi izme u prethodno navedena dva oblika.

Slika S.03.8 Prikaz odabranog kona nog oblika trupa

3.6.2 Konfiguracija krila

3.6.2.1 Odabir visoko, srednje ili nisko postavljenog krilaKod niskokrilaca smje taj motora sa elisom bio bi mogu jedino s gornje strane krila ili na

trupu zrakoplova, kako bi se dobila dovoljna potrebna udaljenost od tla u slu aju polijetanja sanepripremljenih terena. Takav odabir nisko postavljenog krila uvjetuje ote an ulazak u zrakoplov zapadobrance i putnike, a ujedno onemogu ava dobru vidljivost iz putni ke kabine. Zbog navedenihrazloga, izvedba zrakoplova kao srednjekrilca nije odabrana.

U slu aju srednje postavljenog krila izvedba ramenja e bila bi tehnolo ki zahtjevna, jer bitrebala zaobilaziti trup, to bi nepotrebno ote alo konstrukciju zrakoplova, tj. pove alu ukupnu masuzrakoplova . Navedena izvedba krila tako er onemogu ava dobru vidljivost iz putni ke kabine, kojaje po eljna za na zrakoplov. Zbog navedenih razloga, izvedba zrakoplova kao srednjekrilca nijeodabrana.

Izvedba zrakoplova kao visokokrilca omogu ava smje taj motora u liniji krila, s ime seosigurava i dovoljna udaljenost propelera od tla. U eksploataciji za izbacivanje padobranaca,izborom visokokrilca omogu eno je lako iskakanje padobranaca iz zrakoplova. U eksploataciji zaturisti ka razgledavanja, izborom visokokrilca omogu ena je bolja vidljivost iz putni ke kabine.Odabrana je konfiguracija visokokrilca zato jer samo ta izvedba udovoljava u potpunostispecifikacijama navedenim u misiji.


Tim Nixxa 2006 82

Tablica T.03.7 Prednosti i mane smje taja krila po visini

Nisko postavljenokrilo

Srednje postavljenokrilo

Visoko postavljenokrilo

Mogu nost smje taja podvozja

Nemogu nost o te enja krila odpredmeta kod polijetanja sanepripremljenih terena

Zadovoljenje odmaka vrha krila od tla

Mogu nost podupiranja nemogu e uvjetno mogu e mogu e

Stabilnost lo a lo a odli na

Mogu nost olak anog ulaska putnika uzrakoplov

Omogu ena vidljivost iz putni kekabine

Izvedbe odr avanja

Potrebno pove anje visine repa

Dihedral krila potreban potreban nepotreban


Tim Nixxa 2006 83

3.6.2.2 Odabir konzolnog ili poduprtog krilaPrethodno je odabrani aspektni odnos, 10=A . Taj veliki aspektni odnos ima za posljedicu

dobru aerodinamiku, ali i poo tren zahtjev za dimenzioniranjem ramenja e, s kojim se pove avaukupna masa krila. Izra unata velika vrijednost povr ine krila rezultira velikim rasponom krila( 17=b m). Odabirom konzolnog krila pojavit e se velika naprezanja u korijenu krila. Iz tog razlogapotrebno je strukturalno oja ati ramenja e. S time ujedno pove avamo masu krila, to rezultirasmanjenjem te ine korisnog tereta zbog pove anja mase praznog zrakoplova.

Odabrana je konfiguracija zrakoplova sa poduprtim krilom, jer krilo poduprto upornicamaima manja naprezanja u korijenu krila, a i masa praznog zrakoplova je manja ( to dozvoljava da sepove a masa korisnog tereta). No, i ugradnja upornica ima nedostatke. One pove avaju otpor, ali neu znatnoj mjeri jer u specifikaciji misije zadana je mala brzina krstarenja, 150=crV knots. Tako erje upitno koja izvedba u kona nosti ima manji otpor jer zbog 10=A , debljina aeroprofila uslijedja e dimenzionirane ramenja e u slu aju odabira konzolnog krila, bila bi puno ve a nego u slu ajuizvedbe zrakoplova sa poduprtim krilom.

Tablica T.03.8 Prednosti i mane konzolnog i poduprtog krila

Konzolno krilo Poduprto krilo

Pojava naprezanja u korijenu krila

Smanjenje otpora

Pove anje te ine praznog zrakoplova


Tim Nixxa 2006 84

3.6.3 Konfiguracija stabilizacijskih povr ina

3.6.3.1 Odabir horizontalnog i vertikalnog stabilizatoraZbog konfiguracije zrakoplova s dva motora treba dimenzionirati kormilo smjera (tj.

vertikalni stabilizator) za slu aj otkaza jednog motora. To zna i da je neizbje no izvesti velikepovr ine vertikalnog stabilizatora ili odabrati dva manja vertikalna stabilizatora, kako bi osiguralidovoljnu pove anu upravljivost uzrokovanu otkazom jednog motora. Prema slici (4.28) [3] postojinekoliko razli itih tipova repa, od kojih smo mi proanalizirali samo nama prihvatljive. Utjecajsmje taja horizontalnog stabilizatora na mogu nost va enja iz kovita vidljiv sa slike (4.31) [3].

Primjena dvostrukog repa u dana nje vrijeme koristi se kod supersoni nih borbenihzrakoplova. Odabirom dva manja vertikalna stabilizatora konstrukcija zrakoplova imala bi pove anumasu praznog zrakoplova. Iz tih razloga nije odabrana takva izvedba repa.

U slu aju odabira T – repa, vertikalni stabilizator morao bi biti ja e dimenzioniran, tj. trebalobi staviti ve e ramenja e, a tako er i izvedba upravlja kih komandi je kompliciranija, to sve utje ena pove anu masu praznog zrakoplova, a time i na smanjenu masu korisnog tereta. Primjena T –repa kao rje enja, esto se koristi za konstrukcije s velikim, visoko ugra enim strelastim krilima teza zrakoplove sa nisko postavljenim krilima. Zbog prethodno navedenih razloga odabrana jeizvedba zrakoplova kao visokokrilca, tako da odabir T-repa nije bio u daljnjim razmatranjima.

V – rep, tzv. lastavi iji ili leptirov rep izvodi se tako da se kombiniraju dvije nagnutekonvencionalne repne povr ine (u obliku slova V). V - rep ima manji otpor interferencije, manjuukupnu mokru povr inu i pobolj ane karakteristike “prikrivanja”. Zbog pote ko a u upravljanju, kodizvedbe V - repa potreban je potpun automatski sustav upravljanja (eng. Fully automatic flightsystem).

Od razmotrenih izvedbi postavljanja horizontalnog i vertikalnog stabilizatora odabran jekonvencionalni rep (horizontalni stabilizator nalazi se u korijenu vertikalnog stabilizatora), zbogjednostavne konstrukcije i male mase. Prema [6_1], otprilike 70% zrakoplova u eksploataciji ima“conventional” aran man koji se sastoji od zasebnog fiksnog horizontalnog stabilizatora ivertikalne povr ine peraje za stabilizaciju, te pokretnih sekcija kormila – elevator i rudder –pri vr enih na fiksne povr ine za upravljanje.

Kona na, odabrana izvedba zrakoplova najjednostavnije je rje enje, a ujedno zadovoljavasve navedene zahtjeve u specifikaciji misije.


Tim Nixxa 2006 85

Tablica T.03.9 Prednosti i mane razli itih tipova repa

H – rep Konvencionalnirep T – rep V – rep Dvostruki rep

Visina repa mala velika velika srednjevelika mala

Efikasnost repnihpovr ina

Utjecaj na te inupraznog zrakoplova pove ava smanjuje pove ava smanjuje pove ava

Smanjenje otpora

Jednostavnostkonstrukcije

3.6.3.2 Sekundarne upravlja ke povr ineVelike vrijednosti koeficijenata uzgona realizirat emo pomo u ure aja za pove anje uzgona

(eng. High lift devices): Zakrilca, pretkrilca. Razli iti tipovi zakrilca i pretkrilca vidljivi su sa slikeS.03.9 i slike S.03.10, a utjecaj ure aja za pove anje uzgona sa slike S.03.11 i slike S.03.12.

Ø Zakrilca – Odabrano je jednostruko Fowler zakrilce, jer odabirom dvostruko ilitrostruko izvla ivog Fowler zakrilca trebalo bi dodatno oja ati krilo zbog pove anoguvijanja (torzije). Prednost jednostruko izvla ivog Fowler zakrilca nadalje je umanjim potrebnim snagama za njegovo izvla enje i uvla enje (pa je pogodnokori tenje elektri nog sustava, koji je pouzdaniji i lak i od hidrauli kog sustava).

Ø Pretkrilca – U drugom izvje taju odabrani su veliki koeficijenti uzgona kodpolijetanja i slijetanja ( L maxLC , L maxTOC ). Prethodno odabrana jednostruka Fowlerzakrilca nisu dovoljna za realizaciju tih koeficijenata, pa emo na na u konstrukcijukrila ugraditi i pretkrilca. Pretkrilca e ujedno sprije iti preranu separaciju grani nog(laminarnog) sloja.


Tim Nixxa 2006 86

Slika S.03.9 Tipovi zakrilca [3] Slika S.03.10 Tipovi pretkrilca [3]

Slika S.03.11 Maksimalni koeficijenti uzgona [3]


Tim Nixxa 2006 87

Slika S.03.12 Efekti ure aja za pove anje uzgona [3]


Tim Nixxa 2006 88

3.6.4 Integracija pogonskog sustavaPrema [1_2], motor direktno utje e na slijede e navedene stvari:

- te ina zrakoplova

- vibracije i buka zrakoplova

- korisnost motora

- upravlja ke karakteristike (sa stajali ta pilota)

- odr avanje.

Op enita rje enja smje taja motora prema slici (10.21) [3]:

o na krilu (ispod, iznad ili u liniji krila)o na trupu

o na repu.

Od op enitih mogu nosti smje taja motora, razmatrane su samo varijante smje taja motorana krilo zrakoplova (smje taj motora u liniji krila, ispod i iznad krila), jer druga op enita rje enjaprevi e bi nepotrebno pove ala masu praznog zrakoplova.

Smje taj motora ispod krila, za odabranu izvedbu zrakoplova kao visokokrilca, neizvediv jezbog specificirane misije zrakoplova (turisti ko razgledavanje i bacanje padobranaca), a da ujednoudovolji i zahtjevima za dobru vidljivost iz putni ke kabine i sigurno izbacivanje padobranaca.Smje taj motora ispod krila nije izvediv i zbog prethodno odabranih upornica na krilima zrakoplova.Iz nabrojanih razloga nije odabran ovaj smje taj unato prednostima (npr. olak anog odr avanjamotora zbog polo aja bli e tlu).

Smje taj motora iznad visoko postavljenog krila nije odabran zbog lo ih aerodinami kihkarakteristika.

Kona no odabrano rje enje je smje taj motora sa vu nom elisom u liniji krila, jer takavsmje taj ima prednost u odnosu na ovjesne motore zbog smanjenog aerodinami kog otpora tesmanjenog momenta torzije krila. Odabrano rje enje zadovoljava uvjetima potrebnog pove anograzmaka elise od tla. Kod izvedbe konstrukcije zrakoplova sa smje tajem motora u liniji krila,moramo uzeti u obzir ugradnju „jake“ ramenja e, jer ramenja a mora zaobilaziti turboprop motorugra en u liniji krila.


Tim Nixxa 2006 89

Tablica T.03.10 Smje taj motora ovisno o smje taju krila

Smje taj krila po visiniSmje taj motora uodnosu na liniju

krila: Nisko postavljeno krilo Srednje postavljeno krilo Visoko postavljeno krilo

Lo e:- zbog nedovoljnog razmakaod tla potrebnog za elisumotora potrebno duljepodvozje

Lo e:- kod srednje postavljenogkrila nemogu e je izbacivatipadobrance

Lo e:- zaklanjanje pogleda izputni ke kabine, ote anamogu nost bacanjapadobranaca

Mot

or i

spod

kri

la

Dobro:

-nema dobrih karakteristika

Dobro:

- idealan koncept smje tajakrila, dolazi do rastere enjakrila

- olak ano odr avanje

Dobro:

- olak ano odr avanje

- zadovoljen razmak od tlapotrebnog za elisu motora

Lo e:

- nedovoljan razmak elise odtla

Lo e:

- kod srednje postavljenogkrila nemogu e je izbacivatipadobrance

Lo e:

- relativno ote anoodr avanje

Mot

or u

rav

nini

kri

la

Dobro:

- olak ano odr avanjemotora

- aerodinami ki povoljnorje enje

Dobro:

- aerodinami kinajpovoljnije rje enje

Dobro:


- aerodinami ki povoljnorje enje

Lo e:

- zaklanjanje pogleda izputni ke kabine

- ote ana mogu nost bacanjapadobranaca

Lo e:

- zaklanjanje pogleda izputni ke kabine,

- nemogu nost bacanjapadobranaca

Lo e:

- izrazito ote ano odr avanjemotora

- aerodinami ki nepovoljno

Mot

or i

znad

kri

la

Dobro:- olak ano odr avanjemotora

- dovoljan razmak elise odzemlje

Dobro:- nema dobrih karakteristika

Dobro:- motor je izvan vidnog poljaputnika te uop e ne zaklanjapogled



Tim Nixxa 2006 90

3.6.5 Konfiguracija podvozjaRazli iti tipovi konfiguracija podvozja vidljivi su iz slike (11.1) [3], razli ita rje enja

smje taja kod uvla enja podvozja iz slike (11.12) [3]. Odabirom potpunog uvla enja podvozja,uvelike bi se smanjio korisni volumen unutar trupa zrakoplova za putnike, a ujedno bi se nepotrebnodio snage motora odvodio tj. koristio za pogon hidraulike. U slu aju djelomi nog uvla enjapodvozja, trebalo bi se izvesti oklopi ( to uvjetuje te u konstrukciju, ve i aerodinami ki otpor,tehnolo ki zahtjevnu izvedivost, a tako er bi se nepotrebno dio snage motora odvodio tj. koristio zapogon hidraulike).

Iz tih razloga odabrano je fiksno podvozje tipa tricikl. Kako je fiksno podvozje lo ija izvedbasa stajali ta aerodinamike, odabrani su oklopi oko kota a zbog aerodinami ke za tite (sl. S.03.13).Aerodinami ki gubici koji se time pojavljuju, bit e umjereni zbog male brzine leta zrakoplova.

(a)

(b)

Slika S.03.13 Nacrt (a) i bokocrt (b) oklopa kota a podvozja zbog pobolj ane aerodinamike

Tablica T.03.11 Prednosti i mane uvla ivog i neuvla ivog podvozja

Uvla ivo podvozje Neuvla ivo podvozje

Smanjenje aerodinami kog otpora

Pove ana te ina praznog zrakoplova

Dodatni hidrauli ni, elektri ni agregati da ne

Cijena velika mala

Izvedivost konstrukcije slo ena jednostavna

Smanjen korisni volumen trupa


Tim Nixxa 2006 91

Tablica T.03.12 Prednosti i mane tipova podvozja

Tricikl

(glavno podvozje sa 2 ilivi e nogu + 1 ili 2 nosne

noge)

Obrnuti tricikl

(glavno podvozje sa 2 ilivi e nogu + 1 ili 2 noge narepu - samo kota i skija)

Bicikl

(2 ili 4 simetri nopostavljene noge, sa ilibez pomo nih krilnih

kota a)

Smanjena masa

Smanjeni otpor

Stabilnost na tlu

Preglednost prislijetanju i polijetanju

Stabilnost kod slijetanja


Tim Nixxa 2006 92

3.6.6 Predlo ena konfiguracijaPredlo ena konfiguracija zrakoplova ima slijede e karakteristi ne geometrijske omjere

(prema vrijednostima uzetima sa slike S.03.14):

6≈f

fd

l

6.2≈f

fcd

l

º30≈fcθ

Slika S.03.14 Karakteristi ni geometrijski omjeri trupa razli itih zrakoplova [1_2]


Tim Nixxa 2006 93

Prema svim prethodno navedenim razmi ljanjima tj. zaklju cima, predlo ena je slijede akonfiguracija zrakoplova (sl. S.03.15).

Slika S.03.15 Predlo ena konfiguracija zrakoplova


Tim Nixxa 2006 94



(Matlab)

Crtanje



Danijel PosavecDanijel Vujica

Nikolina Bari

Filip Bundalo

Nikolina BariFilip Bundalo

Danijel Vujica

Danijel Posavec

3.8 Zaklju ciZbog svih prethodno navedenih razmi ljanja tj. zaklju aka, predlo ena konfiguracija

zrakoplova (sl. S.03.15) izvedena je kao: visokokrilac, sa vitkim krilima poduprtim upornicama(aspektni odnos, 10=A ), ugra enim wingletima, klasi nom izvedbom repnih povr ina, saugra enim pretkrilcima te jednostrukim Fowlerovim zakrilcima, sa fiksnim podvozjem (saaerodinami kim za titama oko kota a), dva turboprop Rolls Royce 250 B17 motora (svakireducirane snage sa 400 na, 350=engineoneP HP) ugra enim u liniji krila, sa ugra enim Hartzelletverokrakim reverzibilnim propelerima (promjera krakova, 190=PD cm, optere enjem po kraku

propelera, 28.3=blP HP/ft2), kompromisnim oblikom trupa (pravokutni popre ni presjek sazaobljenjima), sa trupom koji ima ugra ena klizna vrata, velike prozore te lako demontiraju asjedala u dva reda.


Tim Nixxa 2006 95

3.9 Literatura[1_2] Roskam, J., "Airplane Design (Part 2: Preliminary Configuration Design and Integration

of the Propulsion System)", DARcorporation, Lawrence, Kansas, 1985.



[3] Raymer, D.P., "Aircraft design: A Conceptual Aproach", AIAA, Ohio, 1992.[4] Donald, D., "The encyclopedia of World aircraft", Prospero Books, 1998.

[5_1] http://www.aoc.noaa.gov/aircraft_otter.htm







[5_8] http://www.flightsimaviation.com/db/aircraft/F26T

[5_9] http://www.dot.state.oh.us/aerial/Partenavia.asp[6_1] Galovi , B., "Materijal s predavanja iz predmeta: Osnivanje zrakoplova (12 Stability and

Control Surfaces) ", k.god. 2004/05








http://www.flightsimaviation.com/db/aircraft/F26T

http://www.dot.state.oh.us/aerial/Partenavia.asp

Projektiranje trupa

Tim Nixxa 2006 96

4 Projektiranje trupa

4.1 Lista simbola


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

ff dl - - vitkost trupa

4.2 UvodOvo je etvrti izvje taj o projektiranju zrakoplova. U njemu e se u skladu sa specifi nostima

zadane misije definirati oblik i osnovne dimenzije trupa, te layout kokpita i putni ke kabine.

4.3 Layout pilotske kabine (kokpita)Oblik pilotske kabine je odabran tako da zadovolji uvjete vidljivosti te uvjete

aerodinami nog oblika prednjeg dijela trupa. Idealan oblik trupa bio bi postignut kada bivjetrobransko staklo bilo geometrijski izvedeno tako da zajedno s oplatom ini blago zakrivljenuneprekinutu plohu, bez naglih promjena zakrivljenosti i o trih rubova, tj. potpuno „izgla eno“ soplatom nosa zrakoplova. Na taj na in dobilo bi se najbolje opstrujavanje strujnica zraka okopilotske kabine, tj. najmanji aerodinami ki otpor. Me utim, na takav na in bi se prili no smanjilavidljivost u donjem dijelu vidnog podru ja, s obzirom na veliko opti ko iskrivljenje koje bivjetrobransko staklo inilo uslijed malog kuta upada svjetlosnih zraka. Kako je projektirana brzinazrakoplova mala (brzina krstarenja, 150=crV knots), nije nu no potpuno izgladiti prijelaz sa oplatena vjetrobransko staklo, te je u injen kompromis kako bi se osigurala to bolja vidljivost iz pilotskekabine.

Pilotska kabina ima dva sjedi ta – za pilota i kopilota. Radi boljeg pogleda iz kabine, podpilotske kabine je podignut u odnosu na pod putni ke kabine. Na takav na in se dobiva ve apreglednost, to je najvi e bitno u fazi slijetanja. Tako er, velike staklene povr ine pilotuomogu avaju dobar pogled iz kokpita, osobito pri pogledu bo no prema dolje (radi lak eg uo avanjamjesta za izbacivanje padobranaca). Gore opisani layout pilotske kabine prikazan je na slikamaS.04.1 i S.04.2.

Projektiranje trupa

Tim Nixxa 2006 97

Slika S.04.1 Vidno polje pilota u vertikalnoj ravnini

Slika S.04.2 Vidno polje pilota u horizontalnoj ravnini

Projektiranje trupa

Tim Nixxa 2006 98

4.4 Layout trupaGlavni imbenici koji su uzeti u obzir kod dimenzioniranja trupa su: dobra iskoristivost

prostora za putnike i dobra vidljivost iz putni ke kabine. S obzirom na profil misije, kabina ne trebabiti pod tlakom, to omogu uje izvedbu trupa pravokutnog popre nog presjeka, a tako i boljuiskoristivost i organizaciju prostora unutar putni ke kabine.

Ukupna duljina trupa iznosi 10.4 m, uz visinu trupa od 1.75 m (vidi sl. S.04.3). Ovedimenzije daju vrijednost vitkosti trupa, 94.5=ff dl . Prema dijagramu odnosa izme ukoeficijenta otpora trupa i vitkosti trupa (vidi sl. S. 03.15), ova vrijednost vitkosti spada u podru jesa najmanjim koeficijentom otpora trupa.

Ukupna duljina putni ke kabine iznosi 4,66 m, a visina iznosi 1,55 m (vidi sl. S.04.4). Ovavisina je dovoljna da putnik, uz sagibanje glave, do e od ulaza u zrakoplov do svojeg mjesta.Izvedba trupa ve e visine od 1,55 m (npr. 1,70 m), koja bi bila dostatna da putnici bez sagibanjaglave do u do svog mjesta, doprinijela bi pove anju mase zrakoplova i pove anju otpora cijelogzrakoplova. S obzirom da u tijeku leta putnici isklju ivo sjede na svojim mjestima i ne kre u seprolazom, a tako er i s obzirom na relativno mali broj putnika, te na relativno kratko vrijemeukrcaja/iskrcaja putnika, visina putni ke kabine od 1,55 m je zadovoljavaju a i za kori tenjezrakoplova u turisti ke svrhe i za potrebe izbacivanja padobranaca.

Na dimenzioniranje prostora za putnike ne utje e mnogo imbenika, s obzirom najednostavan profil misije i mali zadani broj putnika ( 9=putnikan ). Uz zadani prijevoz 9 putnikaomogu en je i prijevoz 10-tog putnika, koji bi se smjestio na sklopivom sjedalu pored vrata.

Pri konfiguraciji sjedala (vidi sl. S.04.5), primarno se vodilo ra una o udobnosti putnika,stoga je odabran razmak izme u sjedala od 0.9 m, koji prema [1_3] spada u gornju granicu turisti ke(ekonomske) klase. Za takav odabir razmaka izme u sjedala, irina prolaza za putnike iznosizadovoljavaju ih 350 mm. U eksploataciji zrakoplova za turisti ka razgledavanja, kako bi seomogu io to bolji panoramski pregled za putnike, uzeta je u obzir veli ina prozora i smje tajprozora, koji su izvedeni na na in da je svako sjedalo smje teno kraj zasebnog prozora, tj. da svakiputnik gleda kroz svoj prozor. U eksploataciji zrakoplova za bacanje padobranaca, sjedala se moguukloniti pomo u kop i, kako bi se oslobodio prostor za prijevoz padobranaca ili tereta. Isto takosjedala se mogu vrlo jednostavno poslo iti i u alternativni raspored sjedenja (vidi sl. S.04.6).

Odabran je smje taj vrata u stra nji red putni ke kabine, jer je pozicioniranje vrata naprednjem djelu putni ke kabine neizvedivo (zbog opasnosti od loma elise te zbog za titepadobranaca kod iskakanja iz zrakoplova). Takav odabir smje taja vrata na stra njem djelu putni kekabine se pokazao kao idealno rje enje, uzimaju i u obzir neometan ulaz od strane krila ili elise, atako er i idealnu poziciju za izbacivanje padobranaca.

Za izvedbu mehanizma otvaranja i zatvaranja vrata, razmatrana je mogu nost ugradnjekliznih vrata koja bi se uvla ila s unutarnje strane trupa, me utim oblik i dimenzije trupa nedozvoljavaju takvo rje enje, a i mehanizam otvaranja tako izvedenih kliznih vrata na unutarnjustranu bi bio kompliciran. Iz tih razloga odbrana su klizna vrata koja bi se otvarala na vanjsku stranui bila bi pokretana ru no ili pomo u elektromotora.

Projektiranje trupa

Tim Nixxa 2006 99

Slika S.04.3 Dimenzije trupa

Projektiranje trupa

Tim Nixxa 2006 100

Slika S.04.4 Dimenzije kabine i raspored sjedala

Projektiranje trupa

Tim Nixxa 2006 101

Slika S.04.5 Dimenzije prostora putni ke kabine

Slika S.04.6 Alternativni raspored sjedala

Projektiranje trupa

Tim Nixxa 2006 102



(Matlab)

Crtanje



Danijel VujicaDanijel Vujica

Filip Bundalo

Nikolina Bari

Danijel Posavec

Filip Bundalo

Nikolina Bari

Danijel Vujica

Danijel Posavec

4.6 Zaklju ciTijekom projektiranja trupa cilj je bio posti i optimalnu iskoristivost prostora unutar

putni ke kabine, a ujedno i pru iti maksimalnu udobnost putnicima unutar dimenzija prostorakabine, kako sa stajali ta udobnosti tako i sa stajali ta dobre vidljivosti. Tijekom projektiranja uzetisu i potrebni kompromisi izme u najboljih konstrukcijskih i najboljih aerodinami kih rje enja, adobiveno kona no rje enje je trup relativno dobrog aerodinami kog oblika sa dobro iskori tenimputni kim prostorom.

4.7 Literatura

[1_2] Roskam, J., "Airplane Design (Part 2: Preliminary Configuration Design and Integrationof the Propulsion System)", DARcorporation, Lawrence, Kansas, 1985.

[1_3] Roskam, J., "Airplane Design (Part 3: Layout Design of Cockpit, Fuselage, Wing andEmpennage: Cutaways and Inboard Profiles)", DARcorporation, Lawrence, Kansas, 1985.

Konceptualno projektiranje krila

Tim Nixxa 2006 103

5 Konceptualno projektiranje krila

5.1 Lista simbola


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

ac m ft duljina tetive krilca (ailerona)

fc m ft duljina tetive zakrilca (flapsova)

rc m ft duljina korijena tetive

tc m ft duljina vr ne tetive

c m ft relativna duljina tetive

MACc ; Ac m ft srednja aerodinami ka tetiva

MAGc m ft duljina srednje geometrijske tetive

LcrC - - koeficijent uzgona pri krstarenju

cleanL maxC − - - zahtijevani koeficijent uzgona iste konfiguracije

αLC 1−rad 1−rad nagib krivulje funkcije ( )αLC

LapC - - korigirani koeficijent uzgona aeroprofila kod krstarenjazbog su enja krila

TO fLC∆ - - prirast koeficijenta uzgona pri polijetanju


Tim Nixxa 2006 104


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

LfLC∆ - - prirast koeficijenta uzgona pri slijetanju

TOL maxC∆ - - prirast maksimalnog koeficijenta uzgona pri polijetanju

LL maxC∆ - - prirast maksimalnog koeficijenta uzgona pri slijetanju

'TOL maxC∆ - - ostvareni prirast maks. koeficijenta uzgona pri polijetanju

'LL maxC∆ - - ostvareni prirast maks. koeficijenta uzgona pri slijetanju

rwi )( º º konstruktivni napadni kut na korijenu krila

twi )( º º konstruktivni napadni kut na vrhu krila

λk - - korekcijski faktor za su enje krila

K - - korekcijski faktor za ra unanje prirasta maks.koeficijenta uzgona

ΛK - - korekcijski faktor za ra unanje zahtijevanog prirastamaks. koeficijenta uzgona

rRe - - Reynoldsov broj na korijenoj tetivi

tRe - - Reynoldsov broj na vr noj tetivi

q Pa psf dinami ki tlak


Tim Nixxa 2006 105


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

SSWf - - omjer povr ina za ra unanje zahtijevanog dodatnoguzgona

( )rct - - relativna debljina aeroprofila u korijenu

( )tct - - relativna debljina aeroprofila pri vrhu

'WFV 3m 3ft potrebni volumen za gorivo

WFV 3m 3ft raspolo ivi volumen za gorivo

ACx m ft polo aj srednje aerodinami ke tetive


fhz - - geometrijski faktor za zakrilce

α º º napadni kut krila

TOδα - - efikasnost otklonjenog zakrilca pri polijetanju

TOfδ º º otklon krilaca pri polijetanju

Lfδ º º otklon krilca pri slijetanju

λ - - su enje krila


Tim Nixxa 2006 106


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

wi º º postavni kut krila

WΓ º º dihedral krila

µ sm /2 sft /2 koeficijent dinami ke viskoznosti

Fρ 3/ mkg 3/ ftlb gusto a goriva

0η - - po etak raspona zakrilca na krilu

iη - - zavr etak raspona zakrilca na krilu

4cΛ º º strijela na etvrtini tetive

LEΛ º º strijela na napadnoj ivici

TEΛ º º strijela na izlaznoj ivici


Tim Nixxa 2006 107

5.2 UvodU ovom izvje taju bit e izvr eno preliminarno dimenzioniranje krila te dimenzioniranje

rezervoara za gorivo u krilu, zatim odabir aeroprofila, odabir i dimenzioniranje upravlja kihpovr ina na krilu te povr ina za stvaranje dodatnog uzgona. Nakon to se dobiju svi potrebni podaci,u izvje taju e biti dana detaljna slika krila sa prikazanim smje tajem povr ina za stvaranje dodatnoguzgona, sa ucrtanim ramenja ama te rezervoarom za gorivo.

5.3 Odabir osnovnih geometrijskih karakteristika krilaIz matching dijagrama (iz drugog izvje taja), poznati su sljede i parametri krila :

360=S ft2

10=A

SAb ⋅= (5.4.6) [9]

04.60=b ft

3,18=b m

U Izvje taju 3, Poglavlje 3.5.1 odabran motor sa reduciranom snagom sa 400 HP na035=engineoneP HP, a zbog potrebe za manjom povr inom krila Nixxe, snaga motora natrag je

vra ena na 400 HP, te snaga motora sada iznosi 004=engineoneP HP.

Povr ina krila smanjena je sa 360 na 310 ft2 zbog elje za smanjenjem raspona krila sa 18,3na prihvatljivih 17 metara.

Nove vrijednosti povr ine krila, raspona krila te snage motora iznose:

400=engineoneP HP 06.10=PW lb/hp

310=S ft2 96.25=SW lb/ ft2

10=A

SAb ⋅= (5.4.6) [9]

68.55=b ft

17=b m


Tim Nixxa 2006 108

Zbog smanjenja raspona krila na 17=b m, dobiven je i novi Matching dijagram:

Dijagram D.05.1 Novi Matching dijagram (pove anje)


Tim Nixxa 2006 109

U nastavku je potrebno odrediti odnosno procijeniti slijede e:

Ø poziciju krila u odnosu na trup

Ø kut strijele krila 4cΛ

Ø su enje krilar

t

cc

=λ (odnos duljine tetiva vr nog i korjenog aeroprofila)

Ø kut dihedrala Γ

Ø relativnu debljinu aeroprofila ct

Parametri odabrani za krilo:o Pozicija krila u odnosu na trup

Odabrana je konfiguracija visokokrilca jer samo ta izvedba udovoljava u potpunostispecifikacijama navedenim u misiji (vidi Poglavlje 3.6.2.1).

o Kut strijele krila 4cΛ

Odabran je kut strijele krila, o04 =Λc , jer projektirani zrakoplov Nixxa ne leti velikim

brzinama ( 150=crV knot), pa time ne dolazi do utjecaja stla ivosti na krilu.

o Su enje krilar

t

cc

=λ

Sa aerodinami kog gledi ta, za podru je malih brzina, bolje je krilo bez su enja.Pretpostavljeno je po etno su enje krila (odnos duljine tetive vr nog i korjenog aeroprofila):

1==r

tcc

λ .

o Kut dihedrala Γ

Odabran je kut dihedrala od 0 stupnjeva, Γ =0º. Kut dihedrala utje e na uzdu nu stabilnostzrakoplova, te ujedno podi e krilo od zemlje i pove ava odstojanje motora tj. krakova eliseod tla, to u na em slu aju nije od velike va nosti jer nam se motori nalaze na krilima.Uzdu na stabilnost po definiciji je zadovoljena za visokokrilce, a tako er je zadovoljenadovoljna udaljenost elise od tla.

o Relativna debljina aeroprofila ct

Zbog leta u podru ju malih brzina odgovara nam im deblje krilo, kako bi se ostvario ve iuzgon. Relativna debljina e se odrediti nakon odabira aeroprofila.


Tim Nixxa 2006 110

5.4 Odabir aeroprofila krila

5.4.1 Maksimalni koeficijent sile uzgona iste konfiguracijeU drugom izvje taju smo vr ili prora un sa pretpostavkom max. koeficijenta uzgona u istoj

konfiguraciji:

7.1max =cleanLC

Ovaj broj se odnosi na koeficijent uzgona krila, a literatura daje podatke za aeroprofil, pa jepotrebno izvr iti korekcije u svrhu svo enja na aeroprofil.

Korekcija uslijed trimanja, tj. interferencije repa:

cleanw LL CC maxmax 05.1 ⋅= (7.1) [1_2]

785.1max =wLC

Korekcija uslijed strijele krila (nema utjecaja za projektirani zrakoplov):

4/

maxmax cos0

c

LL

wCC

Λ=

=Λ(7.2) [1_2]

785.10max ==ΛLC

Korektivni faktor za su enje krila (poglavlje 7.1, ref. [1_2]):

λk =0.88 za wλ =1

λk =0.95 za wλ =0.4

( )( ) ( ) 88.01

14.088.095.0

+−⋅−

−= wk λλ

λk =0.94

Korekcija zbog su enja krila:

λλ k

CC

LkL

0maxmax

=Λ=

03.2max =λkLC

Iz ovoga slijedi da koeficijent uzgona koji mora ostvariti aeroprofil iznosi 2,03. Iz dijagrama(7.1) [1_2] vidljivo je da NACA aeroprofili ne mogu ostvariti ovako visoke vrijednosti uzgona pridanom Reynoldsovom broju, pa je izvr ena slijede a modifikacija krila.


Tim Nixxa 2006 111

Primije eno je da faktor λk ima veliki utjecaj pa je uvedeno su enje krila od =0.7 za kojekorektivni faktor λk iznosi λk =0.916. Slijede i korak bio je smanjenje pretpostavljenogkoeficijenta uzgona iste konfiguracije. Iz matching dijagrama iz drugog izvje taja vidljivo je dasmanjenje koeficijenta uzgona jedino bitno utje e na krivulju penjanja. Budu i da su ve usvojenimotori sa maksimalnom snagom (bez ikakve redukcije snage na motorima), omogu eno jesmanjenje sa postoje e vrijednosti 1.7 na vrijednost 3.1max =cleanLC bez bitnog utjecaja napromjene u matching dijagramu. Sa ovim vrijednostima potrebno je ostvariti slijede i koeficijentuzgona aeroprofila:

49.1max =λkLC

Ra unamo potreban koeficijent uzgona pri krstarenju :

8041=TOW lb

1.1006=FW lb

2

2Vq ⋅=

ρ (2.1) [8]

=q 52.75 psf

( )( )Sq

WWC FTOLcr ⋅

⋅−=

4.0(6.1) [1_2]

=LcrC 0.47

Aerodinami ka tetiva dobiva se iz ref. [8]:

( )[ ]∫ ⋅⋅=2

0

22b

A dyycS

c ; tj. za trapezno krilo: (2.21) [8]

++⋅⋅=

λλ

11

32 2

rA cc ; ili (2.22) [8]

+−⋅⋅= 2)1(

134

λ

λ

W

WA b

Sc (str.5-3) [8]

6256.5=Ac ft

1.7147=Ac m


Tim Nixxa 2006 112

Korijena tetiva dobiva se iz jednad be (5.4.5) [9]:

λλλ

+++

⋅⋅=1

132 2

rA cc (5.4.5) [9]

211

23

λλ

λ

++

+⋅⋅= Ar cc

6.5503=rc ft

1.9965=rc m

Vr na tetiva dobiva se iz jednad be (5.4.1) [9]:

r

tcc

=λ (5.4.1) [9]

rt cc ⋅= λ

4.5852=tc ft

1.3976=tc m

Reynolds-ov broj za korijen krila :

SI

rr

cV

⋅

=υ

Re (2.3) [5]

rRe =2.593*106

Reynolds-ov broj za vrh krila :

SI

tt

cV

⋅=

υRe (2.3) [5]

tRe =1.815*106

Vidljivo je da je Reynoldsov broj u vrhu krila manji od onoga u korijenu krila, pa samimtime i predstavlja kriti niju vrijednost u prora unu.


Tim Nixxa 2006 113

5.4.2 Odabir aeroprofilaAeroprofil se odabire na temelju potrebnog koeficijenta uzgona i Reynoldsovog broja na

vrhu krila. Dijagram (7.1) [1_2] pokazuje da pri tako niskim vrijednostima Reynoldsovog brojapotrebni uzgon mogu ostvariti esteroznamenkasti NACA aeroprofili sa relativnom debljinom 0.12.

Iz ref. [7] odabrani aeroprofil NACA 64(1)-412 ima maksimalni koeficijent uzgona 1.5, tozadovoljava prora un. Zbog jednostavnosti konstrukcije odabiremo isti aeroprofil u korijenu i vrhukrila ime dobivamo uzgon krila:

+⋅=

2maxmax

maxtlrl

wLCC

kC λ (7.3) [1_2]

=wLC max 1.37

Relativna debljina aeroprofila u korijenu i vrhu krila proizlazi iz odabira aeroprofila i iznosi:

12.0=

=

tr ct

ct

5.4.3 Provjera volumena rezervoara goriva na kriluOmjer relativnih debljina aeroprofila pri vrhu i korijenu iznosi:

1==cr

ctw t

tτ (6.3) [1_2]

Ostvareni volumen goriva iznosi:

( )

+

⋅+⋅+⋅⋅⋅=

)1(1

54.0 2

25.02

λ

τλτλ wwrwf c

tb

SV (6.2) [1_2]

3755.84 ftVwf =

Potrebni volumen goriva prema [1_2] iznosi:

322.4079.44

ftfWV

swf ==

Zadovoljena je nejednakost wfwf VVs

< i ostvaren je dovoljan volumen krila za smje tajgoriva. Spremnici za gorivo smje teni su centralno uz korijen krila (vidi sl. S.05.3).


Tim Nixxa 2006 114

5.5 Odabir i dimenzioniranje zakrilaca

5.5.1 Maksimalni koeficijenti sile uzgona pri polijetanju i slijetanjuPretpostavljeni maksimalni koeficijent uzgona pri polijetanju iznosi :

0.2=L maxTOC

Pretpostavljeni maksimalni koeficijent uzgona pri slijetanju iznosi :

5.2=L maxLC

5.5.2 Odabir i dimenzioniranje ure aja za pove anje sile uzgona Zakrilca se odabiru na temelju potrebnog pove anja koeficijenta uzgona pri polijetanju islijetanju. Faktori koji utje u na pove anje koeficijenta uzgona zakrilaca su relativna tetivazakrilaca, povr ina zakrilaca, otklon pri polijetanju i slijetanju, te sam tip zakrilaca.

Korekcija pove anja koeficijenata sile uzgona uslijed gubitaka zbog trimanja:

( )maxmaxmax 05.1 LTOLTOL CCC −⋅=∆ (7.6) [1_2]

=∆ TOLC max 0.735

( )maxmaxmax 05.1 LLLLL CCC −⋅=∆ (7.7) [1_2]

=∆ LLC max 1.26

Korekcija pove anja koef. uzgona uslijed povr ine zakrilaca i korektivnog faktora ΛK :

( ) 4/4/3

4/2 coscos08.01 ccK Λ⋅Λ⋅−=Λ (7.9) [1_2]

=ΛK 0.92

Λ⋅⋅∆=∆

KSSCC

wfTOLTOl maxmax (7.8) [1_2]

=∆ TOlC max 1.29

Λ⋅⋅∆=∆

KSSCC

wfLLLl maxmax (7.8) [1_2]

=∆ LlC max 2.2


Tim Nixxa 2006 115

Faktor SSwf je odnos povr ine krila na onom rasponu kojeg zauzimaju zakrilca i ukupne

povr ine krila. to je ve i taj odnos to je i povr ina zakrilaca ve a, pa time i zakrilca ostvaruju ve iprirast uzgona. Ve a zakrilca zna e da e ostati manje prostora za krilca na krajevima krila, pa smopoku ali najprije odrediti potrebni raspon krilaca iz povijesnih podataka. Sa slike S.05.1. vidljivo jeda je minimalan potrebni raspon 25%, pa je iz sigurnosnih razloga pretpostavljeno 30%.

Slika S.05.1 Smjernice za krilca [3]

Budu i da se do sad zna i po etak (korijen krila) i kraj zakrilaca (po etak krilaca) mo e se

izra unati faktor SSwf :

Po etak zakrilaca:

iη =0.1

Kraj zakrilaca:

oη =0.7

( ) ( ) ( )( )

+

+⋅−−⋅−=

w

oiwio

wf

SS

ληηλ

ηη1

12 (7.10) [1_2]

62.0=S

Swf


Tim Nixxa 2006 116

Nakon izra unatog raspona zakrilaca, odabran je omjer duljine tetive zakrilaca i duljinetetive krila:

cc f =0.35

Sa tim parametrima krenuto je u odabir vrste zakrilaca. Potreban prirast uzgona je relativnovelik, pa je zaklju eno da bi u prora un trebalo krenuti sa Fowlerovim zakrilcem s jednimprocjepom.

Za odabrani otklon zakrilaca pri polijetanju i slijetanju odabrane su vrijednosti:

fTOδ = 20° = 0.3491 rad

fLδ = 40° = 0.6981 rad

Kod polijetanja imamo manji otklon kako bi inducirani otpor bio manji to omogu ujezrakoplovu bolje ubrzanje u fazi polijetanja. U slijetanju pove avamo otklon ime pove avamoinducirani otpor to usporava zrakoplov, a ujedno se pove ava uzgon to omogu uje prilaz manjombrzinom.

Nagib krivulje uzgona aeroprofila prema ref. [1_2] iznosi:

αlC =2

+⋅=

cc

CC flfl 1αα (7.17) [1_2]

flC α =8.478

Koeficijenti fδα za polijetanje i slijetanje odre eni su iz slike (7.8) [1_2]:

fTOδα =0.55

fLδα =0.45

Ostvareni prirast koeficijenta uzgona u polijetanju i slijetanju:

fTOfTOfllTO CC δα δα ⋅⋅=∆ (7.14) [1_2]

lTOC∆ =1.63

fLfLfllL CC δαδα ⋅⋅=∆

lLC∆ =2.66

Korekcija zbog faktora K iz slike (7.4) [1_2]:

85.0=K

lTOTOL maxCKC ∆⋅=∆ '


Tim Nixxa 2006 117

43.1' =∆TOL max

C

lLLL maxCKC ∆⋅=∆ '

32.2' =∆LL max

C

Po to je ostvarena vrijednost prirasta koef. uzgona ve a od potrebne zaklju eno je daodabrana konfiguracija zadovoljava prora un.

5.6 Odabir i dimenzioniranje krilaca

Omjer tetive krilca i krila iznosi 0.35=cca , kako bi bila konzistentna sa zakrilcima. Prema

povijesnim podacima prema slici S.05.1 tom omjeru odgovara relativna du ina krilaca od 30%raspona ime se dobivaju dimenzije:

- raspon krilaca = 8.33 ft

- relativna tetiva krilaca cca = 0.35

5.7 Postavni kut i kut uvijanja krilaPostavni kut, odnosno konstruktivni napadni kut krila mora biti takav da krilu omogu uje

generiranje dovoljnog koef. uzgona da bi se odr ao horizontalni polo aj trupa u re imu krstarenja.Koef. uzgona krila u krstarenju iznosi =LcrC 0.47, to zna i da se mora napraviti korekcija zbogsu enja kako bi se dobio potreban koef. uzgona aeroprofila:

λkC

C LcrLap =

=LapC 0.5

Iz dijagrama D.05.1 vidljivo je da odabrani aeroprofil NACA 64(1)-412 generira potrebnikoef. uzgona pri napadnom kutu od 2°, tako da je odabran konstruktivni napadni kut:

°= 2)( rwi

Uvijanjem krila posti e se da pri velikim napadnim kutovima ne do e do gubitka uzgona navrhu krila, tj. da do odvajanja grani nog sloja prvo do e u korijenu krila (gdje se nalaze samozakrilca, a ne i krilca). Razlog tome je u osiguravanju upozorenja u obliku laganog podrhtavanjaitavog zrakoplova na kriti nom napadnom kutu koje pilotu slu i kao upozorenje da se nalazi pred

gubitkom uzgona, a istodobno osigurava i popre nu upravljivost jer se krilca se na tom napadnomkutu jo uvijek ne nalaze na kriti nom napadnom kutu.

Budu i da se ne vr i nikakav prora un, na temelju tablice (6.3) [1_2], odlu eno je da ekonstruktivni napadni kut vrha krila biti smanjen za 3° (tj. kut uvijanja krila iznosi 3°).

°−= 1)( twi


Tim Nixxa 2006 118

Dijagram D.05.1 Aeroprofil NACA 64(1)-412


Tim Nixxa 2006 119

5.8 Prikaz geometrijskih karakteristika odabranog krilaKoordinatni sustav nose e povr ine krila ima ishodi te u vrhu korijenske tetive, os x du

korijenske tetive, os y je okomito na ravninu simetrije nose e povr ine, a os z ini desni trijedar (uravnini simetrije krila); tj. preuzet je koordinatni sustav iz ref. [8]. Geometrijske karakteristikeodabranog krila prikazane su u tablici T.05.1. Geometrija krila prikazana je na slici S.05.03.

Na osnovu raspolo ivih podataka izra unati su slijede i parametri krila:

Ø raspon krila b

68.55=b ft

17=b m

Ø korijena tetiva rc i vr na tetiva tc

6.5503=rc ft

1.9965=rc m

4.5852=tc ft

1.3976=tc m

Ø kut strijele na napadnoj ivici krila LEΛ i kut strijele na izlaznoj ivici krila TEΛ

⋅−

=Λ −

bcc tr

LE 2tan 1

=Λ LE 1.01 º

⋅−

=Λ −

bcc rt

TE 2tan 1

=ΛTE -1.01 º

Ø srednja aerodinami ka tetiva MACc i polo aj srednje aerodinami ke tetive Ax

AMAC cc =

6256.5=MACc ft

1.7147=MACc m

( )6

tan1

21 LEA

bx Λ⋅⋅

++

=λλ (2.20) [8]

2312.0=Ax ft

0.07047=Ax m


Tim Nixxa 2006 120

Ø srednja geometrijska tetiva MAGc

2tr

MAGccc +

=

5.5678=MAGc ft

1.6971=MAGc m

Ø koordinate aerodinami kog centra: acx , acy , acz

AacAac cxxx ⋅+=

6256.5262.00.2312 ⋅+=acx

7051.1=acx ft

0.5197=acx m

LE

Aac

xyΛ

=tan

LE

Aac

xyΛ

=tan

1.13=acy ft

99.3=acy m

Aacacac cztgyz ⋅+Γ⋅=

774.508.0)0(1.13 ⋅−⋅= tgzac

450.0−=acz ft

137.0−=acz m


Tim Nixxa 2006 121

Slika S.05.2 3D prikaz krila Nixxe sa turboprop motorom


Tim Nixxa 2006 122

Slika S.05.3 Geometrija krila


Tim Nixxa 2006 123

Tablica T.05.1. Geometrijske karakteristike odabranog krila

OZNAKA JEDINICA (S.I.) DIMENSION (US) bezdim. oblik

povr ina krila, S 28,8 m2 310 ft2 -

raspon krila, b 17,00 m 55,68 ft -

tetiva u korijenu krila, rc 1,9965 m 6,5503 ft Ac⋅1644,1

tetiva u vrhu krila, tc 1,3976 m 4,5852 ft Ac⋅8151,0

srednja aerodinami ka tetiva, MACc tj. Ac 1,7147 m 5,6256 ft -

srednja geometrijska tetiva, MAGc 1,6971 m 5,5678 ft Ac⋅9897,0

polo aj srednje aerodinami ke tetive (SAT), Ax 0,07047 m 0,2312 ft Ac⋅0411,0

kut strijele na napadnoj ivici krila, LEΛ 1,01° 1,01° -

kut strijele na izlaznoj ivici krila, TEΛ -1,01° -1,01° -

koordinate aerodinami kog centra, acx 0,5197 m 1,7051 ft Ac⋅3031,0

koordinate aerodinami kog centra, acy 3,99 m 13,10 ft Ac⋅3286,2

koordinate aerodinami kog centra, acz -0,137 m -0.450 - Ac⋅080,0

konstruktivni napadni kut korijena krila, rwi )( 2° 2° -

konstruktivni napadni kut vrha krila, twi )( -1° -1° -

relativna tetiva krilaca, cca 0,35 0,35 -

relativna tetiva zakrilaca, cc f 0,35 0,35 -

otklon zakrilaca pri polijetanju, fTOδ 20° 20° -

otklon zakrilaca pri slijetanju, fLδ 40° 40° -

kut dihedrala, Γ 0° 0° -

su enje krila, λ 0,7 0,7 -

kut strijele krila, 4cΛ 0° 0° -


Tim Nixxa 2006 124



(Matlab)

Crtanje


Izvje taj 5Nikolina Bari

Danijel VujicaDanijel Vujica

Filip Bundalo

Danijel Posavec


Danijel Vujica

Danijel Posavec

5.10 Zaklju ciOdabirom aeroprofila NACA 64(1)-412 zadovoljen je potreban koeficijent uzgona uz

zadovoljavaju i koeficijent otpora pri krstarenju. Pokazalo se da je ak i uz relativno malu relativnudebljinu aeroprofila ( 12.0=c

t ), potrebne koeficijente uzgona kod polijetanja i slijetanje mogu e

zadovoljiti uz upotrebu Fowlerovih zakrilaca (tj. nema potrebe za ugradnjom pretkrilaca). Tako erse u ovom dijelu prora una nije razmatrano dodatno pobolj anje cijelog krila ugradnjom wingleta(ugradnje wingleta imat e za posljedicu bolje performanse zrakoplova Nixxe: manja potro njagoriva, ve i dolet, bolji omjer L/D itd.; no za to ne vrijednosti ref. [1] ne nudi prora un te e isti bitira en ukoliko e se raditi nastavak na projektu zrakoplova Nixxa).

Geometrijske karakteristike odabranog krila prikazane su u tablici T.05.1., a geometrija krilaprikazana je na slici S.05.03. (vidi poglavlje 5.9).





[7] Abbott, Ira H.,: "Theory of Wing Sections, Dover Publications", New York, 1950.

[8] Jankovi , S., “Mehanika leta zrakoplova”, Sveu ili te u Zagrebu, Zagreb, 2002.

[9] Kesi , P., “Osnove aerodinamike”, Sveu ili te u Zagrebu, Zagreb, 2003.

Konceptualno projektiranje repa

Tim Nixxa 2006 125

6 Konceptualno projektiranje repa

6.1 Lista simbola


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

hAC - - aerodinami ki centar horizontalnog stabilizatora

vAC - - aerodinami ki centar vertikalnog stabilizatora

hA - - vitkost horizontalnog stabilizatora

vA - - vitkost vertikalnog stabilizatora


eS 2m 2ft povr ina elevatora

hS 2m 2ft povr ina horizontalnog stabilizatora

rS 2m 2ft povr ina kormila pravca

vS 2m 2ft povr ina vertikalnog stabilizatora

he SS - - udio povr ine elevatora u povr ini horizontalnogstabilizatora

vr SS - - udio povr ine kormila pravca u povr ini vertikalnogstabilizatora

hV - - volumni koeficijent horizontalnog stabilizatora


Tim Nixxa 2006 126


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

vV - - volumni koeficijent vertikalnog stabilizatora

c m ft aerodinami ka tetiva krila

( )hAc m ft aerodinami ka tetiva horizontalnog stabilizatora

( )vAc m ft aerodinami ka tetiva vertikalnog stabilizatora

rhc m ft korijena tetiva horizontalnog stabilizatora

rvc m ft korijena tetiva vertikalnog stabilizatora

thc m ft vr na tetiva horizontalnog stabilizatora

tvc m ft vr na tetiva vertikalnog stabilizatora

hi o o postavni kut horizontalnog stabilizatora

vi o o postavni kut vertikalnog stabilizatora

( )hct - - relativna debljina aeroprofila horizontalnog stabilizatora

( )vct - - relativna debljina aeroprofila vertikalnog stabilizatora

( )hAX m ft aerodinami ka apscisa horizontalnog stabilizatora


Tim Nixxa 2006 127


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

( )vAX m ft aerodinami ka apscisa vertikalnog stabilizatora

hx m ft krak horizontalnog stabilizatora

vx m ft krak vertikalnog stabilizatora

hλ - - su enje horizontalnog stabilizatora

vλ - - su enje vertikalnog stabilizatora

hΓ o o kut dihedrala horizontalnog stabilizatora

hΓ o o kut dihedrala vertikalnog stabilizatora

( )hC 4Λ

o o kut strijele na etvrtini tetive horizontalnog stabilizatora

( )vC 4Λ

o o kut strijele na etvrtini tetive vertikalnog stabilizatora

( )hLEΛ o o kut strijele na prednjoj ivici horizontalnog stabilizatora

( )vLEΛ o o kut strijele na prednjoj ivici vertikalnog stabilizatora

( )hTEΛ o o kut strijele na izlaznoj ivici horizontalnog stabilizatora

( )vTEΛ o o kut strijele na izlaznoj ivici vertikalnog stabilizatora


Tim Nixxa 2006 128

6.2 UvodOvo je esti izvje taj o projektiranju repa zrakoplova. Odredit e se povr ina i oblik

vertikalnog te horizontalnog stabilizatora, zajedno sa pripadaju im upravlja kim povr inama.Prikazani postupak se temelji na empirijskim metodama prema [1] i koristi se samo za inicijalnoprojektiranje. Konkretni, tj. to ni podaci o ekuju se nakon prora una stabilnosti.

6.3 Odabir konfiguracije i polo aja repaOdabrana konfiguracija repa odgovara prethodno definiranoj u tre em izvje taju: jedan

vertikalni stabilizator u ijem korijenu se nalazi horizontalni. Ovakva konfiguracija ima direktnuposljedicu strujanja poreme ene zra ne struje sa propelera po horizontalnom stabilizatoru, uhorizontalnom letu, ime mu je smanjena djelotvornost. Izbjegavanje ove pojave je mogu e jedinoda ga se postavi na vrh vertikalnog. To bi rezultiralo pove anom masom (te ujedno i cijenom), jertada vertikalni stabilizator mora biti puno ja e dimenzioniran kako bi mogao prenijeti svaoptere enja koja preko njega prenosi horizontalni stabilizator. Takva konfiguracija je razmatrana, alije odba ena jer usporedni zrakoplovi (visokokrilci) navedeni u prethodnim izvje tajima, imaju niskopostavljeni horizontalni stabilizator. U te zrakoplove spadaju zrakoplovi i novijeg i starijeg godi tato ukazuje na injenicu da poreme ena struja na stabilizatoru (uzrokovana motorima srednje

snage), ne predstavlja zna ajan eksploatacijski problem. Pilot e jedino trebao obratiti pa nju naintenzivnije promjene potiska elise jer time mijenja brzinu opstrujavanja, a time i silu koju generirana stabilizatoru. Ovi nedostaci nestaju u letu sa velikim napadnim kutovima je poreme ena strujazraka tada prolazi iznad stabilizatora te se on nalazi u istoj, neporeme enoj struji zraka.

Repne povr ine slu e za stabilizaciju i zakretanje zrakoplova oko vertikalne i popre ne osi.Iz mehanike leta poznato da je za svako zakretanje potreban moment, a moment je djelovanje sile naodre enom kraku. Ako se pretpostavi da se u letu zrakoplov zakre e oko svog te ta, taj krakpredstavlja udaljenost centra te ta zrakoplova od mjesta djelovanja sile. Mjesto djelovanja silepretpostavljamo u aerodinami kom centru horizontalnog odnosno vertikalnog stabilizatora. U ovomtrenutku nije poznat to an polo aj te ta, a niti aerodinami kih centara, pa se koriste pribli nevrijednosti (vidi sliku S.06.1):

hx = 4.8 m

hx = 15.75 ft

vx = 4.95 m

vx = 16.24 ft


Tim Nixxa 2006 129

Slika S.06.1 Pretpostavljene udaljenosti aerodinami kih centara stabilizatora od te ta A/C


Tim Nixxa 2006 130

6.4 Odabir veli ine repaZa odabir veli ine repa koristi se tzv. 'volumenska metoda'. Me usobni odnos repnih

povr ina i krila daje volumenski koeficijent, koji na neki na in predstavlja faktor proporcionalnostiizme u njih. Ukoliko su povr ina repa i krak ve i, time je koeficijent ve i.

cSSx

V hhh ⋅

⋅= (8.1) [1_2]

bSSxV vv

v ⋅⋅

= (8.2) [1_2]

Volumenski koeficijent preuzet je na temelju kraka repnih povr ina iz tablice usporednihzrakoplova (8.3a) [1_2] te (8.3b) [1_2]. Pri odabiru je uva avana injenica da se radi o zrakoplovusa malim trupom i velikom povr inom krila. Odabir velikog volumenskog koeficijenta rezultirao bivelikom povr inom repa to bi uzrokovalo nesklad i to bi nagr ivalo zrakoplov, pa se stoga odabiruminimalne vrijednosti koeficijenata. Prora un stabilnosti e pokazati da li takav odabir zadovoljava.

Odabrane su vrijednosti:

hV =0.7

vV =0.045

Budu i da su sada poznate sve potrebne vrijednosti, mo e se odrediti povr ina horizontalnogi vertikalnog stabilizatora.

310=S ft2

c =5.63 ft

68.55=b ft

h

hh x

cSVS ⋅⋅= (8.3) [1_2]

0.74=hS ft2

v

vv x

bSVS ⋅⋅= (8.4) [1_2]

5.52=vS ft2


Tim Nixxa 2006 131

6.5 Odabir geometrije repaNakon prora una povr ine kao najva nijeg faktora repnih povr ina, ostale vrijednosti

odre uju se iz tablica za pripadaju u skupinu zrakoplova (dvomotorni turbopropelerni zrakoplov).

6.5.1 Geometrija horizontalnog stabilizatoraOdabir geometrije horizontalnog stabilizatora vr i se prema tablici (8.13) [1_2].

Preporu ene vrijednosti aspektnog odnosa, hA kre u se od 3.7 do 7.7. Odabran je:

7.3=hA

Kut strijele, hc )( 4/Λ kre e se od 0 do 17°. Budu i da se zrakoplov kre e malim brzinamane e se promatrati uvjeti stla ivosti zraka, pa se zbog jednostavnosti konstrukcije odabire kutstrijele:

hc )( 4/Λ =5.45°.

Su enje hλ kre e se u granicama preporuke od 0.48 do 1. Odabrana vrijednost iznosi:

hλ =0.7

Relativna debljina aeroprofila ( )hct dobiva se nakon odabira aeroprofila. Budu i da se zarepne povr ine koriste simetri ni aeroprofili, iz dijagrama (7.1) [1_2] vidljivo je da se najve i uzgondobiva kod relativne debljine t/c=0.12. Prema ref. [7] odabire se aeroprofil sa najve imkoeficijentom uzgona kako bi se ostvarila maksimalna sila uz istu povr inu. Kod odabira aeroprofilatako er se ne promatra utjecaj stla ivosti. Odabire se aeroprofil NACA 0012.

Kut dihedrala hΓ se kre e u granicama od 0 do 12°. Zbog jednostavnosti konstrukcijeodabrana vrijednost kuta dihedrala iznosi:

hΓ =0°

Odabrani postavni kut, hi iznosi 0° jer se o ekuje da e se svi pomaci centra te ta u letuzrakoplova mo i kompenzirati trimanjem.

hi =0°


Tim Nixxa 2006 132

6.5.2 Geometrija vertikalnog stabilizatoraOdabir geometrije vertikalnog stabilizatora vr i se prema tablici (8.14) [1_2].

Preporu ene vrijednosti aspektnog odnosa, vA kre u se od 0.7 do 1.8. Odabran je:

vA = 1.2

Kut strijele vc )( 4/Λ kre e se od 18 do 45°. Budu i da nema utjecaj na performanseodabrana je vrijednost koja daje zrakoplovu najdinami niji izgled, budu i da je i izgled jedan odva nih imbenika na dana njem tr tu zrakoplova.

vc )( 4/Λ = 40°

Su enje vλ kre e se u granicama preporuke od 0.33 do 0.74.

vλ =0.5

Relativnu debljinu aeroprofila ( )vct dobivamo nakon odabira aeroprofila. Odabire se istiaeroprofil kao i za horizontalni stabilizator, NACA 0012.

Kut dihedrala vΓ za sve klasi ne konfiguracije iznosi vΓ =90°.

vΓ =90°

Postavni kut vi iznosi 0° , jer se ne o ekuju nikakve asimetrije u otporu zrakoplova koje bitrebalo kompenzirati.

vi =0°

6.6 Dimenzioniranje repnih upravlja kih povr inaVeli ine upravlja kih povr ina odre uju se prema tablici (8.13) [1_2]. Imaju i na umu da su u

pitanju velike povr ine stabilizatora, proporcionalno njima odabire se veli ina kormila. Velikakormila iziskuju velike pokreta ke sile, a budu i da se u ovoj fazi prora una ne ra unajuperformanse (a na zrakoplov u misiji nema specificirane velike manevarske sposobnosti), odabiruse minimalne vrijednosti povr ina kormila. Poku avaju se izbje i velike pokreta ke sile kako ne bibilo nu na upotreba hidraulike, koja se za sada namjerava nadomjestiti elektronikom i elektro-pokreta ima. Odabrane vrijednosti za kormilo visine te kormilo smjera iznose:

kormilo visine: kormilo smjera:

he SS =0.3 vr SS =0.3

0.74=hS ft2 5.52=vS ft2

2.22=eS ft2 7.15=rS ft2


Tim Nixxa 2006 133

6.7 Prikaz geometrijskih karakteristika projektiranog repaGeometrijske karakteristike odabranog repa prikazane su u tablici T.06.1, a geometrija repa

prikazana je na slici S.06.2.

6.7.1 Horizontalni stabilizatorØ raspon

hhh SAb ⋅=

55.16=hb ft

Ø srednja aerodinami ka tetiva za trapezno krilo

( )

+−⋅⋅= 2)1(

134

h

h

h

hhA b

Scλ

λ(str.5-3) [8]

( ) 52.4=hAc ft

Ø polo aj srednje aerodinami ke tetive

6121 LE

Abx Λ⋅

⋅++

=λλ

37.0=Ax ft

Ø korjena tetiva

( ) ( )( )1b/S2 hh hrhc λ+⋅⋅=

26.5=rhc ft

Ø vr na tetiva

rhhth cc ⋅= λ

68.3=thc ft

Ø kut strijele na napadnoj ivici

( ) ( ) ( )

−=Λ −

h

hthrhLE b

cc1tan

( ) 45.5=Λ hLE °

Ø kut strijele na izlaznoj ivici je jednak kutu strijele na napadnoj ivici (jer se radi otrapeznom stabilizatoru)

( ) 45.5=Λ hTE °


Tim Nixxa 2006 134

6.7.2 Vertikalni stabilizatorØ visina

vvv SAb ⋅=

94.7=vb ft

Ø srednja aerodinami ka tetiva za trapezno krilo

( )

+

−⋅⋅= 2)1(1

34

h

h

h

hhA b

Scλ

λ (str.5-3) [8]

( ) 86.6=hAc ft

Ø polo aj srednje aerodinami ke tetive

6121 LE

Abx Λ⋅

⋅++

=λλ

48.1=Ax ft

Ø korjena tetiva

( ) ( )( )1b/S2 vv vrvc λ+⋅⋅=

82.8=rvc ft

Ø vr na tetiva

rvvtv cc ⋅= λ

41.4=tvc ft

Ø kut strijele na napadnoj ivici

( )vLEΛ = 40°


Tim Nixxa 2006 135

Slika S.06.3 Geometrija repa

Slika S.06.4 3D prikaz geometrije repa Nixxe


Tim Nixxa 2006 136

Tablica T.06.1. Geometrijske karakteristike repa

Horizontalni stabilizator Vertikalni stabilizator

US SI US SI

Povr ina 74 ft2 6.874 m2 52.5 ft2 4.877 m2

Raspon 16.55 ft 5.04 m 7.94 ft 2.42 m

Korijena tetiva 5.26 ft 1.60 m 8.82 ft 2.69 m

Vr na tetiva 3.68 ft 1.12 m 4.41 ft 1.34 m

Aerodinami ka tetiva 4.52 ft 1.38 m 6.86 ft 2.09 m

Aerodinami ka apscisa 0.37 ft 0.11 m 1.48 ft 0.45 m

Strijela napadne ivice 5.45° 40°

Strijela izlazne ivice 5.45° 15°

Krak repa 15.75 ft 4.8 m 16.24 ft 4.95 m

Su enje 0.7 0.5

Postavni kut 0° 0°

Kut dihedrala 0° 90°

Aeroprofil NACA 0012 NACA 0012

Aspektni odnos 3.7 1.2

Geo

met

rijs

ke k

arak

teri

stik

e re

pa

Povr ina kormila 22.2 ft2 2.06 m2 15.75 ft2 1.46 m2


Tim Nixxa 2006 137

6.8 Zaklju akU projektiranju repa jedini va an faktor koji se ra una jest povr ina. Gotovo svi ostali

parametri odabrani su na temelju tablice usporednih zrakoplova (ref.[1]). Cilj ovakvog na inaprojektiranja je dobiti po etne vrijednosti s kojima se ulazi u prvu iteraciju kod prora unastabilnosti, nakon ega e se dobiti to nije vrijednosti. Za sada su odabrane vrijednosti podre eneizgledu zrakoplova. Kod projektiranja vertikalnog stabilizatora poku alo se je odabrati to manjiaspektni odnos i su enje kako bi se dobila to manja visina vertikalnog stabilizatora , a samim time icijelog zrakoplova, zbog mogu nosti lak eg smje taja u hangar.

Geometrijske karakteristike odabranog repa prikazane su u tablici T.06.1., a geometrija repaprikazana je na slici S.06.2. (vidi poglavlje 6.9).



(Matlab)

Crtanje


Izvje taj 6Nikolina BariDanijel Vujica

Danijel Posavec

Nikolina Bari

Danijel Vujica

Filip Bundalo

Danijel Posavec

Nikolina Bari

Filip Bundalo

Danijel Vujica

Danijel Posavec

6.10Literatura

[1_2] Roskam, J., "Airplane Design (Part 2: Preliminary Sizing of Airplanes)", DARcorporation,Lawrence, Kansas, 1985.


[7] Abbott, Ira H., "Theory of Wing Sections, Dover Publications", New York, 1950.

[8] Jankovi , S., “Mehanika leta zrakoplova”, Sveu ili te u Zagrebu, Zagreb, 2002.

[9] Kesi , P., “Osnove aerodinamike”, Sveu ili te u Zagrebu, Zagreb, 2003.

Konceptualno projektiranje podvozja i odre ivanje te ta

Tim Nixxa 2006 138

7 Konceptualno projektiranje podvozja i odre ivanje te ta

7.1 Lista simbola


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

0D m ft vanjski promjer gume

gN - - faktor optere enja podvozja

MP kg lb maksimalno stati ko optere enje glavnog podvozja postrutu

NDP kg lb dinami ko optere enje prednjeg podvozja

maxNSP kg lb maksimalno stati ko optere enje prednjeg podvozja

minNSP kg lb minimalno stati ko optere enje prednjeg podvozja

R m ft rasipanje te ta

gpS m ft vrijednost maksimalnog progiba

staticgpS m ft vrijednost progiba u stati kom stanju

W m ft irina gume

BW kg lb masa prtljage

crewW kg lb masa posade


Tim Nixxa 2006 139


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

EW kg lb stvarna masa praznog zrakoplova

E1W kg lb masa praznog zrakoplova prema poglavlju 1


IW kg lb masa i-te podkomponente

LW kg lb maksimalna masa zrakoplova pri slijetanju

OEW kg lb stvarna operativna prazna masa zrakoplova

PW kg lb masa putnika

tfoW kg lb masa zarobljenog goriva i ulja

TOW kg lb stvarna maksimalna masa pri polijetanju

TO1W kg lb maksimalna masa pri polijetanju prema poglavlju 1

sgpd m ft promjer struta glavnog podvozja

sppd m ft promjer struta prednjeg podvozja

g 2sm 2sft akceleracija sile gravitacije


Tim Nixxa 2006 140


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

cgh m ft udaljenost prednjeg ekstrema te ta od ravnine piste

mAFTI m ft udaljenost glavnog podvozja od stra njeg ekstremate ta

mFORWI m ft udaljenost glavnog podvozja od prednjeg ekstremate ta

nAFTI m ft udaljenost prednjeg podvozja od stra njeg ekstremate ta

nFORWI m ft udaljenost prednjeg podvozja od prednjeg ekstremate ta

sgpI m ft duljina struta glavnog podvozja

sppI m ft duljina struta prednjeg podvozja

ψI m in duljina kraka kuta za bo no prekretanje

sgpn - - broj strutova glavnog podvozja

sppn - - broj strutova prednjeg podvozja

tn - - broj guma na prednjem podvozju

ss m ft dozvoljen pomak upornice krila (eng. strut)

tgps m ft dozvoljeno odstupanje gume glavnog podvozja


Tim Nixxa 2006 141


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

tpps m ft dozvoljeno odstupanje gume prednjeg podvozja

tW sm sft brzina spu tanja

maxcgx m in x koordinata stra njeg ekstrema te ta

mincgx m in x koordinata prednjeg ekstrema te ta

gpx m in x koordinata te ta glavnog podvozja

ix m in x koordinata te ta i-te podkomponente

ppx m in x koordinata te ta prednjeg podvozja

iy m in y koordinata te ta i-te podkomponente

mgy m in y koordinata najekstremnije to ke glavnog podvozja

maxcgz m in z koordinata stra njeg ekstrema te ta

mincgz m in z koordinata prednjeg ekstrema te ta

iz m in z koordinata te ta i-te podkomponente

pistez m in z koordinata ravne piste


Tim Nixxa 2006 142


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

( )Eii xW∑ − mkg ⋅ inlb ⋅ suma produkata mase i x koordinate za prazan zrakoplov

( )gorivoii xW∑ − mkg ⋅ inlb ⋅ suma produkata mase i x koordinate za gorivo

( )OEii xW∑ − mkg ⋅ inlb ⋅ suma produkata mase i x koordinate za operativni prazan

zrakoplov

( )prtljagaii xW∑ − mkg ⋅ inlb ⋅ suma produkata mase i x koordinate za prtljagu

( )putniciii xW∑ − mkg ⋅ inlb ⋅ suma produkata mase i x koordinate za putnike

( )TOii xW∑ − mkg ⋅ inlb ⋅ suma produkata mase i x koordinate za maks. poletnu

masu

( )Eii zW∑ − mkg ⋅ inlb ⋅ suma produkata mase i z koordinate za prazan zrakoplov

( )gorivoii zW∑ − mkg ⋅ inlb ⋅ suma produkata mase i z koordinate za gorivo

( )CEii zW∑ − mkg ⋅ inlb ⋅ suma produkata mase i z koordinate za opert. prazan

zrakoplov

( )prtljagaii zW∑ − mkg ⋅ inlb ⋅ suma produkata mase i z koordinate za prtljagu

( )putniciii zW∑ − mkg ⋅ inlb ⋅ suma produkata mase i z koordinate za putnike

( )TOii zW∑ − mkg ⋅ inlb ⋅ suma produkata mase i z koordinate za maks. poletnu

masu

α o o kut uzdu nog prekretanja


Tim Nixxa 2006 143


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

sη - - efikasnost amortizera za upijanje energije

tη - - efikasnost gume za upijanje energije

ψ o o kut bo nog prekretanja

ε o okut odmaka glavnog podvozja od simetrale premaprednjem podvozju

7.2 UvodOvo je sedmi izvje taj o projektiranju zrakoplova u kojem se vr i konceptualno

projektiranje podvozja i odre ivanje te ta. U ovom izvje taju bit e prikazan polo aj glavnog iprednjeg podvozja, dimenzije kota a s gumama te stvarni prora un mase zrakoplova metodommasenih udjela i prora un te ta zrakoplova za razli ite slu ajeve ukrcaja.

7.3 Projektiranje podvozjaZbog male brzine krstarenja ( 150=crV knot), prema poglavlju (2.2) [1_4] te zbog razloga

navedenih u Poglavlju (3.6.5), odlu eno je da zrakoplov Nixxa ima neuvla ivo podvozje.

7.3.1 Broj, tip i veli ina gumaOblik podvozja je tricikl, s obzirom da je zbog svojih prednosti danas to postao standardni

oblik podvozja. Amortizeri na glavnom podvozju su u obliku elasti ne noge, a na nosnoj nozi senalazi uljno-zra ni amortizer. Prema (2.15) [1_4], odabran je tip gume Tip III (guma niskog tlaka).Ovaj tip je odabran i u skladu s injenicom da e se zrakoplov Nixxa vjerojatno koristiti za potrebeaeroklubova, a isti su obi no smje teni na aerodromima sa travnatom poletno-sletnom stazom. Zaprednje podvozje odabrana je jedna guma (koja se nalazi na jednoj nozi).

Da bismo odredili veli inu guma, potrebno je odrediti maksimalno optere enje na toj gumi,najve u brzinu koju e ta guma postizati te najve i pritisak u gumi koji mo e podnijeti pista na kojuzrakoplov Nixxa smije sletjeti. Maksimalno stati ko optere enje se odre uje pretpostavkom da sezrakoplov prora unava kao greda na dva oslonca (vidi sliku S.07.1). Pri prora unu glavnogpodvozja uzima se u obzir stra nji polo aj centra te ta, dok se pri prora unu nosnog podvozjauzima u obzir prednji polo aj te ta, kako bi se dobilo maksimalno optere enje za pojedinu nogu.


Tim Nixxa 2006 144

Slika S.07.1 Raspodjela optere enja zrakoplova kao grede na dva oslonca [1_4]

Dobivene vrijednosti nakon prora una prema slici S.07.1, iznose:

• Vrijednosti stati kog optere enja:

6966=MmgP lb tj. optere enje po gumi 3483=MtP lb

1814=NP lb

Vrijednosti je potrebno uve ati za 25% zbog mogu eg pove anja mase, tako da kona nevrijednosti iznose:

4354max =MtP lb

2268=NP lb

• Maksimalno dinami ko optere enje za prednje podvozje

( )nmt

cgx

mTO

ND lln

hgalW

P+⋅

⋅+⋅= (2.5) [1_4]

ml = 29.5 in

nl = 101.2 in

gax / = 0.45 - korekcijski faktor za ko nice sa sustavom protiv proklizavanja

cgh = 85 in

tn = 1 - broj guma na prednjem podvozju

NDP = 4168 lb


Tim Nixxa 2006 145

S obzirom da literatura daje vrijednosti za stati ko optere enje, dobivenu dinami kuvrijednost je potrebno svesti na stati ku, dijeljenjem sa odgovaraju im faktorom koji za odabrani tipgume III iznosi 1,45 te stati ka vrijednost iznosi:

2874max =NP lb

Osim optere enja, parametar odabira gume je i max. brzina slijetanja koja iznosi 80 Mph. Iztablice (2.6) [1_4], za dobivene vrijednosti optere enja odabrane su gume sa slijede imkarakteristikama:

v Za glavno podvozje:

- vanjski promjer 22.8 in

- vanjska irina 7.46 in

- tlak gume: 56 PSI- maksimalna brzina koja se ne smije prije i: 120 Mph

v Za nosni kota :

- vanjski promjer 13.55 in

- vanjska irina 5.55 in

- tlak gume: 110 PSI

- maksimalna brzina koja se ne smije prije i: 120 Mph

7.3.2 Duljina i dimenzije upornicaPrilikom slijetanja zrakoplova potrebno je prigu iti odre enu koli inu energije

proporcionalnu masi zrakoplova i njegovoj vertikalnoj brzini slijetanja. Jedan dio energije eprigu iti gume svojom elasti no u, a ostatak prigu uje podvozje. Projektirani zrakoplov Nixxa imaglavno podvozje u obliku grede, pa je potrebno dimenzionirati tu gredu. Po to podvozje nemamogu nost uvla enja, bilo kakvi dodatni prigu ni elementi bi stvarali pove anje otpora, pa jeodlu eno da se oni ne e koristiti. Ovakav tip podvozja je ve implementiran na brojnim ve imzrakoplovima za prijevoz ljudi (npr. De Havilland Canada DHC-6), pa se mo e zaklju iti da ezadovoljiti i potrebe projektiranog zrakoplova Nixxa.

Jedno od va nijih ograni enja glavnog podvozja jest maksimalni progib, koji ne smijedozvoliti dodir stra njeg dijela zrakoplova sa pistom. Projektirano odstojanje donje ravnine trupa odravnine piste iznosi 75 cm. Budu i da zrakoplov slije e pod nekim napadnim kutem, u trenutkudodira glavnih kota a taj je razmak manji. Progib podvozja uzrokuje daljnje pribli avanje pisti, paga je va no ograni iti na potrebnu mjeru. Odlu eno je da maksimalni progib od 25 cm zadovoljavazadane uvjete.

Slijede i analiti ki prora un ra en je pod pretpostavkom da su glavne noge podvozja gredeuklije tene na jednom kraju, dok na drugom kraju djeluju koncentrirane sile jednake te inizrakoplova. Popre ni presjek grede je kvadrati an, irine w i debljine t, a progib se ra una pojednad bi:


Tim Nixxa 2006 146

EIlFS sgp 3

sin3

2 Θ⋅= , uz slijede e vrijednosti: (11.18) [3]

gpS =229.3 mm

Θ = 45° - postavni kut grede (vidi sliku S.07.2)

l = 1626 mm - duljina grede

E=210000 - modul elasti nosti ( elik)

12

3twI ⋅= - moment inercije presjeka (11.19) [3]

w = 150 mm

t = 40 mm

I = 800000 mm4

Slika S.07.2 Savijanje glavne noge podvozja [1_4]


Tim Nixxa 2006 147

sF - polovica te ine zrakoplova uve ana za gearN

2/81.9⋅⋅= gearTOs NWF , uz slijede e vrijednosti: (11.14) [3]

TOW = 3651 kg

gearN = 3, faktor optere enja prema tablici (2.18) [1_4]

sF = 53724 N

Vrijednost maksimalnog progiba, gpS te progib u stati kom stanju (dok zrakoplov miruje nazemlji sa maksimalnom poletnom te inom),

staticgpS prikazani su na slici S.07.2 te iznose:

229.3=gpS mm

4.76=staticgpS mm

Nosna noga ima oleopneumatski ubla iva udara, za koju je potrebno prora unati duljinuhoda. Za prora un su potrebni podaci:

- stati ko optere enje prednjeg podvozja po gumi: =maxNSP 2268 lb

- brzina spu tanja prema: =tw 12 ft/s

- ubrzanje sile gravitacije: 18,32=g ft/s2

- broj upornica na prednjem podvozju (najmanji mogu i broj): 1=sppn

- dinami ko optere enje prednjeg podvozja po gumi: =NDP 4168 lb

- faktor optere enja podvozja, prema tablici (2.18) [1_4]: =gN 3

- efikasnost gume za upijanje energije prema tablici (2.17) [1_4]: =tη 0.47

- dozvoljeni progib gume prednjeg podvozja prema jednad bi (2.4) [1_4]:

[ ] =−= 12/)(20 radiusloadedDstpp 0.11 ft ; uz :

§ 0D je vanjski promjer odabrane gume

§ loaded radius je vrijednost o itana iz tablice za odabranu gumu

- efikasnost amortizera za upijanje energije prema tablici (2.17) [1_4]: sη =0.8


Tim Nixxa 2006 148

121

5,0 2max

+

⋅−⋅⋅

⋅⋅

=s

tpptgNDspp

tNS

spp

sNPn

gwP

sη

η

(2.11) [1_4]

spps = 0.52 ft

Promjer upornice prednjeg podvozja iznosi:

max0025,0041,0 NSspp Pd ⋅+= (2.13) [1_4]

ftd spp 15.0=

7.3.3 Preliminarni smje taj Osnovna svrha podvozja jest da zrakoplovu omogu i sigurno slijetanje. U tu svrhupromatran je uzdu ni kriterij za prekretanje, koji ka e da kut izme u linije koja spaja te te sato kom dodira glavnog podvozja i vertikale iz te to ke treba biti pribli no 15° (slika S.07.3).Ukoliko je taj kut manji dolazi do opasnosti da zrakoplov sleti pod prevelikim napadnim kutom, tobi uzrokovalo njegovo prekretanje na rep. Ukoliko bi taj kut bio ve i, veliki dio optere enja bi seprenosio na prednju stajnu nogu, koja nije dimenzionirana za takvo ne to. Budu i da u ovoj fazi nisupoznati svi potrebni podaci, uzdu ni kriterij prekretanja e biti razmatran kasnije. Glavno podvozjeje smje teno na udaljenosti 5857 mm od ishodi ta koordinatnog sustava.

Popre ni kriterij osigurava zrakoplovu lateralnu stabilnost prilikom slijetanja i manevriranjana tlu. Ovaj kriterij je zadovoljen ukoliko je kut Ψ (slika S.07.4) manji od 55°. Taj kut je izravnopovezan sa razmakom kota a glavnog podvozja, tako da on odre uje minimalni razmak kota a.Ukoliko je razmak ve i uvjet je lak e zadovoljiti. Polo aj te ta jo uvijek nije poznat, pa epopre ni kriterij prekretanja biti razmatran kasnije. Po etni razmak kota a je 3800 mm.


Tim Nixxa 2006 149

Slika S.07.3 Kut za uzdu no prekretanje

Slika S.07.4 Definicija kuteva za bo no prekretanje zrakoplova [1_4]


Tim Nixxa 2006 150

7.4 Odre ivanje te ta zrakoplova

7.4.1 Masa i polo aj te ta pojedinih komponenti na zrakoplovu U prvom izvje taju dobivena je ukupna masa te masa praznog zrakoplova na temeljuprocjene pomo u regresijske analize prema bazi podataka sli nih zrakoplova. Tu dobivenu masuzrakoplova iz prvog izvje taja potrebno je raspodijeliti po glavnim komponentama zrakoplova kakobi se moglo odrediti te te. Polo aji te ta pojedinih komponenata nisu u potpunosti poznati ve seodre uju po empirijskim podacima (ref [1]). Raspodjela mase po komponentama se radi premausporedbi sa poznatim zrakoplovima, uz uva avanje specifi nosti na eg projektiranog zrakoplova.

Prema dodatku A iz ref. [1_5], uzeti su slijede i usporedni zrakoplovi kao referentni:• De Havilland Canada DHC-6-300• Beech 65 Queen Air• Beech G50 Twin Bonanza• Cessna 404• Cessna 414• Cessna TP-441• Rockwell 690B

Iz tablice T.07.1 vidljivi su udjeli masa pojedinih komponenata odabranih usporednihzrakoplova. Udjeli masa projektiranog zrakoplova Nixxa, dobiveni su kao prosje ne vrijednosti natemelju usporednih masa navedenih u tablici T.07.1 (crvene, podcrtane vrijednosti izuzete zbogzna ajnijih razlika u odstupanju on projektiranog zrakoplova Nixxa).

Tablica T.07.1 Mase pojedinih komponenata odabranih te projektiranog zrakoplova

Komponenta Oznaka DHC-6 Beech65QA

BeechG50 TB

Cessna404

Cessna414

Cessna441

Rockwell690B Nixxa

Pogon FW pog 0.100 0.219 0.225 0.194 0.206 0.128 0.164 0.131

Fiksna oprema FW fo 0.145 0.123 0.114 0.134 0.167 0.194 0.187 0.137

Krilo FW k 0.101 0.091 0.092 0.102 0.094 0.088 0.098 0.095

Rep FW r 0.020 0.021 0.022 0.022 0.024 0.023 0.020 0.022

Trup FW t 0.134 0.082 0.069 0.073 0.100 0.088 0.135 0.082

Gondole FW g 0.018 0.039 0.045 0.034 0.029 0.026 - 0.032

Podvozje FW d 0.049 0.060 0.055 0.038 0.045 0.035 0.043 0.044


Tim Nixxa 2006 151

Pomo i poznatih udjela mase zrakoplova Nixxa (Tablica T.07.1) i poznatom ukupnommasom Nixxe ( 8041=TOW lb), mo emo izra unati mase pojedinih komponenti (koje su prikazane u

Tablici T.07.2), koriste i izraz TOiWi WFW ⋅=' .

Tablica T.07.2 Prva iteracija masa pojedinih komponenata zrakoplova Nixxe

Komponenta iWF 'iW [lb]

Pogon 0.131 1051

Fiksna oprema 0.152 1050

Krilo 0.095 573

Rep 0.022 130

Trup 0.082 662

Gondole 0.032 255

Podvozje 0.044 355

Ukupno 4251=EW lb

Iz prvog izvje taja je poznata masa praznog zrakoplova ( 4967=EW lb). Vidljivo je dapostoji razlika izme u te mase i mase dobivene iz Tablice T.07.2. Tu je razliku potrebnoraspodijeliti po komponentama (prikazano u Tablici T.07.3; komponente ozna ene u crveno ipodvu ene), kako bi se dobila stvarna masa zrakoplova.

Tablica T.07.3 Mase pojedinih komponenata zrakoplova Nixxa

Komponenta iWF iW [lb]

Pogon 0.131 1151

Fiksna oprema 0.152 1100

Krilo 0.095 900

Rep 0.022 350

Trup 0.082 810

Gondole 0.032 300,6

Podvozje 0.044 355

Ukupno 4966.6=EW lb


Tim Nixxa 2006 152

Razlika u masi nije raspodijeljena linearno po komponentama zbog specifi nostiprojektiranog zrakoplova (STOL zahtjev je uvjetovao krila velike povr ine i motore velike potrebnesnage). Proporcionalno krilu, raste i povr ina repa, tako da je vi ak u masi prvenstveno raspodijeljenna uzgonske povr ine i motore. Na stajni trap nije dodavana masa jer se radi o fiksnom podvozju, ausporedni zrakoplovi imaju mogu nost uvla enja, pa se smatra da je u te eno na masi mehanizma isustava za uvla enje.

Kako bi se odredilo te te zrakoplova potrebno je osim masa odrediti i te ta pojedinihkomponenti (Y koordinata te ta ne e biti razmatrana jer se ne o ekuju nikakve zna ajne asimetrijeu raspodjeli masa). Koordinatni sustav (tj. ishodi te) definiran je na slici S.07.5.

Preporuke o koordinatama te ta date su u tablici (10.2) [1_2] i za zrakoplov Nixxa iznose:

• Trup: x koordinata te ta je pretpostavljena na 39% duljine, a z koordinata u sredini

• Horizontalni stabilizator: te te je pretpostavljeno na 30% srednje geometrijske tetive

• Vertikalni stabilizator: te te je pretpostavljeno na 30% srednje geometrijske tetive

• Krilo: te te je pretpostavljeno na 40% srednje geometrijske tetive

• Gondole: x koordinata je pretpostavljena na 40% duljine, a z koordinata u sredini

Koordinate te ta slijede ih komponenti su pretpostavljene na temelju iskustvenih faktora:

o Pogon: x koordinata te ta je pretpostavljena na 40% duljine jer je motor masivniji uprednjem dijelu zbog reduktora i elise, a z koordinata u sredini

o Prednje podvozje: x koordinata je na sredini stajne noge, a z na 60% visine zbogpretpostavke da je s gornje strane mehanizam za zakretanje kota a

o Glavno podvozje: x koordinata na sredini stajne noge, a z na polovini visine

o Fiksna oprema: x koordinata u prvom koraku pretpostavljena je na 35% duljine trupa, a zna sredini trupa, prema slici (10.3) [1_2]. Zbog zadovoljavanja uzdu ne stabilnosti (v.Poglavlje 8.3), izmjenjen je polo aj fiksne opreme na 29% duljine trupa, to je mogu enovim na inom smje taja opreme (npr. druga ijim razmje tajem opreme, kombiniraju inosni i repni dio zrakoplova koji su prazni).

o Zarobljeno gorivo i ulje: smje taj ulja i goriva se predvi a u krilo, pa je pretpostavljenipolo aj te ta ulja i goriva isti kao i krila

o Posada: polo aj te ta je pretpostavljen u sredini pilotskog sjedala

o Putnici: polo aj te ta pretpostavljen u sredini izme u drugog i tre eg reda sjedala

Podaci o masama i koordinatama te ta pojedinih komponenata za zrakoplov Nixxa dati suu Tablici T.07.4, a na slici S.07.5 prikazani su polo aji koordinata te ta.


Tim Nixxa 2006 153

Tablica T.07.4 Mase i koordinate te ta pojedinih komponenata za zrakoplov Nixxa

Komponenta iW [lb] ix [in] ii xW ⋅ [lb·in] iz [in] ii zW ⋅ [lb·in]

Trup 810 199.2 161 360 66.92 54 213

Horizontalni stabilizator 125 404.2 70 730 97.44 17 052

Vertikalni stabilizator 125 403 70 550 137.2 24 011

Krilo 800 182.5 164 240 104.7 94 250

Pogon 1151 165.35 190 320 105.11 120 990

Gondole 300.6 183.9 55 268 102.3 30 770

Prednje podvozje 88.75 89.76 7 966 33.62 2 984

Glavno podvozje 266.25 228.2 60 745 35.78 9 507

Fiksna oprema1 1300182.8

159.45

20 110

1754066.92 73 622

Zarobljeno gorivo i ulje 40.2 182.49 7 337 104.72 4 210

Posada 375 126 47 259 73.74 27 653

Gorivo 1061 182.5 183 600 104.72 105 360

Putnici 1700 236.2 40 157 62.1 105 555

1 Vrijednosti novog polo aja fiksne opreme ozna ene crvenom bojom i podvu ene


Tim Nixxa 2006 154

Slika S.07.5 Polo aji koordinata te ta pojedinih komponenata zrakoplova Nixxa


Tim Nixxa 2006 155

7.4.2 Polo aj te ta zrakoplova za razli ite scenarije ukrcaja Zrakoplovu se tijekom eksploatacije kontinuirano mijenja polo aj te ta, kako u letu tako ina zemlji. U letu je to uglavnom zbog potro nje goriva, a u na em slu aju i zbog iskakanjapadobranaca. Na zemlji zrakoplov mo e biti u potpunosti prazan ( EW ), ili u potpunosti pun ( TOW ).Kako se mijenja masa pojedine komponente, tako se i mijenja polo aj te ta. Obradit e se 5slu ajeva koji pokrivaju razli ite mogu e slu ajeve polo aja centra te ta zrakoplova, to se mo evidjeti i iz Slike S.07.6.

Nove vrijednosti zbog mijenjanja polo aja fiksne opreme, ozna ene su apostrofom « ' ».

Ø Prazan zrakoplov ( EW )

Scenarij praznog zrakoplova uklju uje konstrukciju zrakoplova (trup, krilo, rep), pogon,gondole, podvozje i fiksnu opremu.

Ø Polo aj te ta za prazan zrakoplov ( EW ) ra una se prema izrazima:

( )E

Eii

W

xWx ∑ ⋅

=1

( )E

Eii

W

zWz ∑ ⋅

=1 , uz:

- masa praznog zrakoplova , 4967=EW lb

- zbroj momenata masa promatranih komponenti, ( )Eii xW∑ ⋅

1x = 197.82 in 1x ' = 191.99 in 1z = 86.1 in

Ø Prazan zrakoplov + posada + zarobljeno gorivo i ulje ( OEWW )

( )

OE

OEii

W

xWx ∑ ⋅

=2

( )

OE

OEii

W

zWz ∑ ⋅

=2

- masa operativnog praznog zrakoplova , 5382=OEW lb

- zbroj momenata masa promatranih komponenti, ( )OEii xW∑ ⋅

2x =192.7 in 2x ' =187.318 in 2z =85.34 in

Ø Zrakoplov operativne mase ( OEWW ) + putnici

( ) ( )

POE

putniciiiOEii

WW

xWxWx

+

⋅+⋅=∑

3

( ) ( )

POE

putniciiiOEii

WW

zWzWz

+

⋅+⋅=∑

3

- masa operativnog zrakoplova sa putnicima, 7082=+ POE WW lb

3x =203.15 in 3x ' = 199.057 in 3z =79.76 in


Tim Nixxa 2006 156

Ø Zrakoplov operativne mase ( OEWW ) + gorivo

( ) ( )

FOE

gorivoiiOEii

WW

xWxWx

+

⋅+⋅=∑

4

( ) ( )

FOE

gorivoiiOEii

WW

zWzWz

+

⋅+⋅=∑

4

- masa operativnog zrakoplova sa gorivom, 6388=+ FOE WW lb

4x =191.1 in 4x ' =186.55 in 4z =88.39 in

Ø Zrakoplov operativne mase ( OEWW ) + putnici + gorivo = Zrakoplov ukupnepoletne mase ( TOWW )

( )TO

TOii

WxW

x∑ ⋅

=5( )

TO

TOii

WzW

z∑ ⋅

=5

- ukupna poletna masa zrakoplova sa gorivom i putnicima, 8088=TOW lb

5x =200.58 in 5x ' = 196.98 in 5z =82.86 in

Slika S.07.6 Dijagram pomaka te ta zrakoplova Nixxa za razli ite scenarije optere enja


Tim Nixxa 2006 157

Iz slike S.07.6 vidljivi su ekstremni polo aji za razli ite scenarije ukrcaja. Vidljivo je dascenarij 3 (crvena to ka) daje polo aj te ta najbli e glavnom podvozju, dok scenarij 4 (zelenato ka) daje polo aj te ta koji je najudaljeniji od glavnog podvozja.

4min xxcg = =191.1 in 3max xxcg = =203.15 in

'' 4min xxcg = =186.55 in 3max xxcg = =199.057 in

Razlika izme u tih to aka predstavlja rasipanje (C. G. margin) i iznosi:

=−= minmax cgcg xxR 12.05 in =−= ''' minmax cgcg xxR 12.5 in.

Prema tablici (10.3)[1_2], za dvomotorne turbopropelerske zrakoplove rasipanje se kre e ugranicama od 9-15 inch, to zna i da je C. G. margin kod zrakoplova Nixxe zadovoljavaju i.

7.4.3 Zadovoljavanje kriterija prekretanja Sa poznatim polo ajem te ta mogu e je provjeriti uvjete prekretanja.

Ø Uzdu ni kriterij prekretanja

Uzdu ni kriterij prekretanja je zadovoljen ukoliko je kut °≈ 15α , a provjerava se poizvedenoj formuli prema slici S.07.4 (tj. prema slici (9.1a)[1_2]):

−

−=

pistecg

cggp

zzxx

amax

maxtanα = 21.8°

Ovako veliki kut uzrokuje pove ano optere enje prednje noge prilikom slijetanja, to jenedopustivo te je potrebno smanjiti razmak izme u te ta i glavne noge podvozja. Pomicanjepodvozja uzrokuje promjene polo aja te ta itavog zrakoplova, tako da je potrebno provestinekoliko iteracija kako bi se dobio odgovaraju i kut α 15°. Nakon nekoliko iteracija novi polo ajpodvozja gpx te novi kut α , iznose:

5505=gpx mm; α = 15.00°

Ø Bo ni kriterij prekretanja

Bo ni kriterij prekretanja je zadovoljen ukoliko je kut ψ 55°, a provjerava se po izvedenojformuli prema slici S.07.4 (tj. prema slici (9.1a)[1_2]):

=

−=

ψ

ψI

zz pistecg maxarctan 54.71°, uz:

4max zzcg = - jer scenarij 4 daje najvi i polo aj te ta, a time i najkriti niju vrijednost

=pistez 1.15 ft

( ) 56.1sin4 =⋅−= εψ ppxxI in , uz:

−=

ppgp

mg

xxy

arctanε =29.74°


Tim Nixxa 2006 158

7.5 Zaklju ak Projektirani zrakoplov Nixxa nema mogu nost uvla enja podvozja, ime se u tedjelo namasi i prostoru jer nije potrebno spremi te za podvozje. Budu i da glavno podvozje nema nikakvihprigu iva a, tj. sva energija slijetanja se tro i na deformaciju grede, probalo se odabrati gume todebljeg profila kako bi i one sudjelovale u prigu enju. Tako er se poku alo odabrati i gume ve egpromjera kako bi se pobolj alo upijanje neravnina prilikom slijetanja i polijetanja sa neravnih,travnatih terena. S obzirom da je literatura (ref [1_4]) po kojoj je vr en odabir guma iz '86., trebalobi detaljnije istra iti kataloge dana njih proizvo a guma, kako bi se dobio bolji uvid u situaciju natr tu.

Te te zrakoplova je postavljeno tako da zadovoljava uvjete prekretanja zrakoplova, to sepostiglo pomicanjem glavnog podvozja. Razmatraju i raspodjelu masa zaklju eno je da je velikakoncentracija mase u podru ju krila jer se tu nalaze motori, gorivo, a i samo krilo, kao najte ekomponente. Iz tih razloga se poku alo smjestiti upornice krila u ravnini glavnog podvozja kako bise zatvorio trokut sila, ime bi se izbjegla dodatna oja anja konstrukcije. Ukoliko e u prora unustabilnosti biti potrebno pomicati krila, to e sigurno imati zna ajan utjecaj na polo aj te ta, a timei na uvjete prekretanja, pa e vjerojatno trebati ponoviti prora un kroz nekoliko iteracija kako bi bilizadovoljeni svi uvjeti.



(Matlab)

Crtanje



Danijel Vujica

Danijel Vujica

Filip Bundalo

Filip Bundalo

Danijel Vujica


Danijel Vujica

Danijel Posavec



[1_4] Roskam, J., "Airplane Design (Part 4: Layout Design of Landing Gear and Systems)",DARcorporation, Lawrence, Kansas, 1985

[1_5] Roskam, J., "Airplane Design (Part 5: Component Weigth Estimation)", DARcorporation,Lawrence, Kansas, 1985.

Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I)

Tim Nixxa 2006 159

8 Analiza stabilnosti i upravljivosti (metoda Klase I)

8.1 Lista simbola


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

A - - vitkost krila (aspektni odnos)

hAR - - vitkost horizontalnog repa

vAR - - vitkost vertikalnog repa

hLC α1−rad 1−rad nagib pravca uzgona horizontalnog repa

wLC α1−rad 1−rad nagib pravca uzgona krila na 12000 ft

( ) 0=MwLC α1−rad 1−rad nagib pravca uzgona pri 0=M

wfLC α1−rad 1−rad nagib pravca uzgona krila u prisustvu trupa

βNC 1−rad 1−rad gradijent zrakoplova po kutu skretanja

fNC β1−rad 1−rad gradijent trupa po kutu skretanja

rNC δ1−rad 1−rad gradijent zrakoplova po kutu otklona kormila pravca

rYC δ1−rad 1−rad gradijent bo ne sile zbog otklona kormila pravca


Tim Nixxa 2006 160


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

F - - supstituiraju i nazivnik u izrazu za specifi ni pomak ACkrila

AK - - koeficijent interferencije za utjecaj vitkosti krila

hK - - koeficijent interferencije za utjecaj horizontalnog repa

NK - - faktor utjecaja Reynoldsovog broja trupa na stabilnost popravcu

RLK - - koeficijent interferencije trup – krilo za stabilnost popravcu

vK - - udio nagiba pravca uzgona aeroprofila vertikalnog repaprema π•2

vhK - - faktor veli ine horizontalnog repa prema vertikalnomrepu

wK - - udio nagiba pravca uzgona krila prema π•2

wfK - - koeficijent interferncije trup – krilo

λK - - koeficijent interferncije za utjecaj su enja krila

M - - Machov broj na 12000 ft za brzinu krstarenja

0M - - nulti Machov broj

mcM - - Machov broj na razini mora za brzinu kriti nog momenta


Tim Nixxa 2006 161


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

DN mkg • ftlb • moment skretanja kojeg stvara jedan neispravan motor

crittN mkg • ftlb • kriti ni moment skretanja pri otkazu motora

SM - - stati ka margina

TOT kg lb pogonska sila jednog motora

a sm kt lokalna brzina zvuka na 12000 ft

αddM ( ) omkg • ( ) oinlb • gradijent momenta valjanja prema napadnom kutu

hh m ft visina AC horizontalnog repa prema korijenoj tetivi krila

k ′ - - korekcijski faktor za nelinearne efekte

hl m ft udaljenost AC horizontalnog repa od AC krila

q psf dinami ki tlak na 12000 ft pri brzini krstarenja

mcq psf srednji dinami ki tlak na 12000 ft pri brzini krstarenja

20 Mq psf omjer dinami kog tlaka na razini mora i kvadrata

Machovog broja

crv sm kt krstare a brzina


Tim Nixxa 2006 162


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

mcv sm kt brzina kriti nog momenta

sLv sm kt brzina gubitka uzgona pri slijetanju

fiw m ft irine sredina pojedinih sekcija trupa

facx m ft pomak AC krila zbog prisustva trupa uz krilo

Aacx - - specifi ni pomak AC krila zbog prisustva cijelekonfiguracije prema aerodinami koj tetivi

facx - - specifi ni pomak AC krila zbog prisustva trupa uz kriloprema aerodinami koj tetivi

wacx - - specifi ni pomak AC krila zbog prisustva trupa uz kriloprema aerodinami koj tetivi

wfacx - - specifi ni pomak AC krila zbog inerferencije trupa i krilaprema aerodinami koj tetivi

aftcgx - - specifi ni polo aj stra njeg ekstrema te ta premaaerodinami koj tetivi

hx m ft udaljenost AC horizontalnog repa od izlazne to kekorijene tetive krila

ix m ft udaljenost sredina pojedinih sekcija trupa

vx m ft krak vertikalnog repa

ty m ft Krak kriti nog motora


Tim Nixxa 2006 163


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

vz m ft visina AC vertikalnog repa prema visini stra njegekstrema te ta

xi m ft duljine pojedinih sekcija trupa

2CΛ rad rad kut strijele krila na polovici tetive

4CΛ rad rad kut strijele krila na etvrtini tetive

hC 2Λ rad rad kut strijele horizontalnog repa na polovici tetive

vC 2Λ rad rad kut strijele vertikalnog repa na polovici tetive

β - - faktor utjecaja Machovog broja na aerodinami kupovr inu

0β - - faktor utjecaja Machovog broja na aerodinami kupovr inu pri M = 0

rδ o o otklon kormila pravca

( )hdd αε - - savijanje struje za horizontalni rep

( ) 0, =hhhdd αε - - pojednostavljeno savijanje struje za horizontalni rep

( )idd αε - - savijanje struje za pojedine sekcije trupa

wλ - - su enje krila


Tim Nixxa 2006 164

8.2 UvodOvo je osmi izvje taj o projektiranju zrakoplova u kojem se vr i provjera stabilnosti.

Stabilnost je podijeljena na uzdu nu i bo nu, a provjera upravljivosti odnosi se na slu aj otkazajednog motora, pri emu kormilo pravca mora biti provjereno na mogu nost poni tenja momentaskretanja. Prema ref. [1_2], zrakoplov Nixxa spada u kategoriju zrakoplova sa uro enomstabilno u, tj. u kategoriju 3 (dvomotorni propelerom pogonjeni zrakoplovi) te e se zbognavedenog razloga vr iti analiza za upravljanje zrakoplovom bez povratne veze (uro ena stabilnost).

8.3 Stati ka uzdu na stabilnostUzdu na stabilnost u ovisnosti je o polo aju i veli ini horizontalnog stabilizatora. U

nacrtanom dijagramu prikazuje se ovisnost aerodinami kog centra zrakoplova, Aacx u ovisnosti o

povr ini horizontalnog stabilizatora, hS , za zadani stra nji polo aj te ta, aftcgx . Uzdu nastabilnost bit e zadovoljena ako se stati ka margina, SM nalazi unutar dozvoljenih 10 %(izraz (11.3)[1_2] te slika (11.1)[1_2]). Tako er treba odrediti i povr inu horizontalnogstabilizatora, hS uz propisanu stati ku marginu. Dobivenu vrijednost uspore uje se s rezultatom V -metode (izvje taj broj est). Ukoliko je razlika ve a od propisane potrebno je ponovo provestiizra un te ine i balansa.

accg xxSM −= max (11.3) [1_2]

8.3.1 Polo aj aerodinami kog centra zrakoplovaZa izra unavanje aerodinami kog centra zrakoplova koristi se izraz (11.1) [1_2] i me uizraz

(11.2) [1_2], u koje se uvr tava omjer Sh/S, gdje je Sh veli ina dobivena pri dimenzioniranjuhorizontalnog repa pomo u volumnih koeficijenata.

FC

xSSc

dd

CxSS

dd

Cxx

wfL

cach

cLhachh

hL

wfacAac1

11⋅

⋅

⋅

−⋅−⋅

⋅

−⋅+=

α

αα αε

αε

(11.1) [1_2]

• uz supstituciju F definiranu kao slijede i izraz:

wfL

chcL

hhhL

CSS

dd

CSS

dd

CF

α

αα αε

αε

⋅

−⋅+

⋅

−⋅+=

111 (11.2) [1_2]

• uz slijede i odabir vrste zrakoplova:

Ø zrakoplov sa stra njim smje tajem repa:

0=cS


Tim Nixxa 2006 165

hS - nezavisna varijabla

Ø zrakoplov sa kanardima:

cS - nezavisna varijabla

0=hS

Ø zrakoplov sa trima povr inama (kanard, krilo i repna povr ina)

ch

SS - fiksan omjer

hS - nezavisna varijabla

- zrakoplov Nixxa promatramo kao zrakoplov sa stra njim smje tajem repa teusvajamo: 0=cS , a hS promatramo kao nezavisnu varijablu

U jednad bi (11.1) [1_2] te (11.2) [1_2] pojavljuju se slijede e oznake:

acwfx - polo aj aerodinami kog centra kombinacije krilo – trup

acwx - polo aj aerodinami kog centra krila

acfx∆ - pomak aerodinami kog centra uslijed utjecaja trupa zrakoplova

WlC α - gradijent uzgona kombinacije krilo-trup

hlC α - gradijent uzgona horizontalnog repa

αε

dd h - otklon struje

8.3.1.1 Polo aj aerodinami kog centra kombinacije krilo – trup

Polo aj aerodinami kog centra spoja krilo-trup, wfacx dobiva se iz izraza (8.83) [1_6]:

facwacwfac xxx += (8.83) [1_6]

Ø mgcacwac nnx −= , definirano na slici (8.97a) [1_6] (8.84) [1_6]

Ø Udaljenosti acn i mgcn ra unaju se prema jednad bi (8.73) [1_6], jer na zrakoplov ima5>A te º35<Λ , a u protivnom pomo u slike (8.100) [1_6]:

cnn mgcac ⋅+= 25.0 , uz: (8.73) [1_6]

•4

tan bn LEmgc ⋅Λ= iz geometrije sa slike (8.97) [1_6]

982.0=mgcn ft


Tim Nixxa 2006 166

• MAGcc = ; to je izra unato u Izvje taju 5:

Ø2

trMAG

ccc +=

5.568=MAGc ft

Nakon uvr tavanju u izraz (8.73) [1_6], dobivaju se slijede i rezultati:

982.0=mgcn ft

5.568== MAGcc ft

cnn mgcac ⋅+= 25.0 (8.73) [1_6]

374.2=acn ft

Nakon uvr tavanja svih gore izra unatih vrijednosti u izraz (8.84) [1_6], dobije se vrijednostaerodinami kog centra zrakoplova koja iznosi:

392.1982.0374.2 =−=−= mgcacwac nnx ft (8.84) [1_6]

2474.0==MAG

wacwac c

xx

Pomak aerodinami kog centra ra una se prema jednad bi (8.85) [1_6]:

Øw

facCcSq

ddM

x⋅⋅⋅

−= (8.85) [1_6]

Gradijentαd

dM dobiva se iz izraza (8.86) [6]:

∑=

∆⋅

⋅⋅⋅=

13

1i

2i

L

08.036.5w

ii

xddw

CqddM

αε

αα (8.86) [1_6]

αddM =1569.6 ( ) oinlb •

Koeficijentiifw i ix∆ ra unaju se prema (8.2.5.1) [1_6], tj. prema slici (8.112) [1_6] te su

za na zrakoplov dani u tablici T.08.1, a obja njeni na slici S.08.1.

Vrijednostiid

d

αε navedene su u tablici T.08.1, a dobivaju se:

o itavanjem prema krivulji 1 iz dijagrama (8.115) [1_6] za i = 1… 4;

o itavanjem prema krivulji 2 iz dijagrama (8.115) [1_6] za i = 5;

o izra unavanjem prema jednad bi (8.87) [1_6] za i = 6…13.


Tim Nixxa 2006 167

−⋅

=

αε

αε

dd

xx

dd

h

i

i

1 , uz: (8.87) [1_6]

vrijednosti ix te hx definirane su na slici (8.116) [1_6], a navedene su u tablici T.08.1.

• gradijent otklona struje na horizontalnom stabilizatoru,αε

dd :

( )( )

( )0

191

21

4cos444=

⋅

⋅⋅⋅=

MWL

MWL.

c/hA C

CKKK.

α

(8.45) [1_6]

( )( )

( )0

191

21

0cos0216.1128.108.0444=

⋅

⋅⋅⋅=

MWL

MWL.

C

C.

α

= 0.3225 uz:

§ Koeficijent interferencije za utjecaj vitkosti krila prikazan je na slici (8.65a) [1_6]:

( )7.1111AA

K A +−

= (8.46) [1_6]

08.0=AK

§ Koeficijent interferencije za utjecaj su enja krila prikazan je na slici (8.65b) [1_6]:

−

=7

310 λλK (8.47) [1_6]

128.1=λK

§ Koeficijent interferencije zbog horizontalnog repa prikazan je na slici (8.65c) [1_6]:

31

2

1

⋅

−=

bl

bh

Kh

h

h(8.48) [1_6]

214.1=hK

Uz parametre hh te hl definirane na slici (8.66) [1_6], polo aj hor. stabilizatora iznosi:

hh = 0.54 ft

hl = 15.1 ft


Tim Nixxa 2006 168

8.3.1.2 Gradijent uzgona krilaGradijent koeficijenta uzgona za krilo nakon uvr tavanja dolje navedenih vrijednosti iznosi:

( )412

2C

22

2

2

22WL

+

+

⋅+

⋅⋅=

tg

kA

A

cMα

(8.22) [1_6]

( )4

971.0018.21

)0178.0(971.0102

102C

2

2

2

22WL

+

+

⋅+

⋅⋅=

tgMα

( ) =MWLC α 5.3582

Analogno se izra unava i gradijent koeficijenta uzgona za krilo pri M=0:

( ) ==0L W

CMα 5.3487

vS

bA2

= (8.23) [1_6]

10=A

v 21-M= (8.24) [1_6]

971.0=β

Uz Machov broj M dobiven za visinu 12 000 iz jednad be (4.3) [1_6]

cruise

cruiseaV

M = (4.3) [1_6]

633150

=M

237.0=M

v ( )ck Ml

⋅= =

20 (8.25) [1_6]

Uz parametar ( )oMlc

=αitan iz tablice (8.1b) [1_6] za aeroprofil krila NACA 64(1)-412:

( ) 0.112==oMlc α


Tim Nixxa 2006 169

k⋅

⋅=

23.571153.0

0214.1=k

v 2c - kut strijele polu-tetive ra una se iz geometrije trapeznog

krila, a odnosi 2c , 4/c te LEΛ definirani su na slici (8.45-46) [1_6]

−

=

= −

55.7745852.45503.6arctanarctan2 b

cc trc

018.22 =c º

8.3.1.3 Gradijent uzgona horizontalnog stabilizatoraGradijent koeficijenta horizontalnog stabilizatora nakon uvr tavanja dolje navedenih

vrijednosti analogno formulama iz Poglavlja 8.3.2, iznosi:

412

2

22

2

2

22+

+

⋅+

⋅⋅=

tg

kA

AC

c

h

hhLα

(8.22) [1_6]

799.3=hLC α

v 7.3=hA (8.23) [1_6]

v 971.0=β (8.24) [1_6]

v 237.0=M (4.3) [1_6]

v( )c

k Mh ⋅

= =

20 (8.25) [1_6]

=hk 1.0032

Uz parametar ( ) 109.0==oMlc α

- o itano iz tablice (8.1a) [1_6] za aeroprofil horizontalnog

stabilizatora NACA 0012.


Tim Nixxa 2006 170

8.3.1.4 Gradijent uzgona kombinacije krilo – trupKoeficijent interferencije krilo - trup ra una se prema formuli (8.44) [1_6]:

2

25.0025.01

−

+=

bd

bd

K ffwf (8.44) [1_6]

=wfK 1.003

Gradijent uzgona krila poznat je iz Poglavlja 8.3.1.2 i iznosi:

( ) =MWLC α 5.3582

Gradijent uzgona krila ra una se prema izrazu

3596.5=⋅=Wwf LwfL CKC αα (8.43) [1_6]

Slika S.08.1 Presjeci trupa Nixxe


Tim Nixxa 2006 171

Tablica T.08.1 Karakteristi ne dimenzije trupa Nixxe

Presjek, iid

d

αε

ix [mm] ix∆ [mm] iw [mm] ii

xddw ∆⋅

⋅

αε2

i

1 1.1 3420 760 500 7.37

2 1.18 2660 760 1170 43.33

3 1.25 1900 760 1420 67.59

4 1.35 1140 760 1500 81.37

5 3.6 380 760 1500 216.99

6 1.31 499 998 1500 103.81

7 1.6 1497 998 1500 127.31

8 1.82 375 750 1500 108.64

9 2.05 1125 750 1500 121.86

10 2.27 1875 750 1400 135.129

11 2.49 2625 750 1100 79.84

12 2.71 3375 750 700 35.3

13 2.94 4125 750 250 4.86


Tim Nixxa 2006 172

8.3.2 Stati ka marginaStati ka margina vidljiva je iz slike S.08.2, a ra una se prema izrazu (11.3) [1_2]:

accg xxSM −= max (11.3) [1_2]

Na slici S.08.2 se promatra promjena polo aja aerodinami kog centra sa promjenompovr ine horizontalnog stabilizatora (plava linija). Ona povr ina koja zadovoljava stati ku marginuod 10% predstavlja rje enje koje zadovoljava uzdu nu stabilnost.

Stra nji grani ni polo aj te ta izra unat je u Izvje taju 7, poglavlje 7.4.2 te iznosi:

3max xxcg = = 199.06 in - koordinatni sustav definiran je na slici S.07.5

Budu i da su sve veli ine normirane s duljinom aerodinami ke tetive, relativna vrijednoststra njeg grani nog polo aja te ta (stra nji grani ni polo aj te ta mjeren od napadne ivicepodijeljen sa duljinom srednje geometrijske tetive) iznosi:

cgmaxx = 0.25

Dobivena povr ina za koju stati ka margina iznosi 10% iznosi 74=hS ft2 (vidi sl. S.08.3).

74=hS ft2

Volumenskom metodom dobivena povr ina iznosila je 76.3 ft2, to zna i da je razlika manjaod 10%, tj. ona iznosi 3%, to ukazuje na injenicu da zrakoplov Nixxa zadovoljava kriterijuzdu ne stabilnosti.

Slika S.08.2 Stati ka margina kod uzdu ne stabilnosti zrakoplova Nixxa


Tim Nixxa 2006 173

8.4 Stati ka stabilnost po pravcuZa potreban prora un stati ke stabilnosti po pravcu potrebno je odrediti slijede e parametre:

Ä Nagib pravca uzgona aeroprofila na vertikalnom repu sa utjecajem stla ivosti 0≠MvlC α

=−

=≠ 20

01 M

cC vlMvl

αα 6.487 (8.1) [1_6]

gdje je:

o =0vlc α 6.303 - nagib pravca uzgona aeroprofila vert. stabilizatora NACA 0012

o =M 0.273 - Machov broj na 12000 ft

Ä Udio nagiba pravca uzgona za aeroprofil vertikalnog repa vk

=⋅

= =

πα

20Mvl

vck 1.0325 (8.25) [1_6]

Ä Efektivni aspektni odnos vertikalnog stablizatora, effvA

−⋅+⋅⋅= 11)(

)()(fv

hfvvhv

vfv

effv AAKAA

AA =1.94, uz: (10.29) [1_6]

• =v

vf

ARAR

1.46 - udio vitkosti vertikalnog stabilizatora u prisustvu trupa prema

vitkosti istog vertikalnog stabilizatora prema slici (10.14) [1_6]

• =vAR 1.2 - stvarna vitkost vertikalnog stabilizatora

• =vhK 1.05 - faktor veli ine horizontalnog stabilizatora prema vertikalnomstabilizatoru (prema slici (10.6) [1_6])

• =fv

hfv

ARAR

1.1 - udio vitkosti vertikalnog stabilizatora u prisustvu horizontalnog

stabilizatora i trupa prema vitkosti vertikalnog stabilizatora u prisustvu trupa (premaslici (10.15) [1_6])

Ä Gradijent trupa po kutu skretanja fnC β

=⋅

⋅⋅⋅⋅−=

bSlS

KKC fbsRLNfn 357,β - 0.0441 (10.42) [1_6]

pri emu je:

o =NK 0.0015 - faktor interferencije krilo-trup za stab. po pravcu prema sl. 10.28 [1_6]

o =RLK 1.8 - faktor utjecaja Reynoldsovog broja trupa na stabilnost po pravcu premasl. (10.29) [1_6]


Tim Nixxa 2006 174

o =bsS 144 ft2 - povr ina bo ne projekcije trupa prema 10.28

o 15.34=fl m - duljina trupa

o 310=S ft2 - povr ina krila

o 68.55=b ft - raspon krila

Ä Nagib pravca uzgona za vertikalni rep vLC α

=

+

Λ+⋅

⋅+

⋅⋅=

4tan

12

2

22

22

β

β

πα

vC

v

v

vvL

kA

AC 2.468 (8.22) [1_6]

gdje je:

o =vA 1.2 - vitkost vertikalnog stabilizatora

o =β 0.971 - faktor utjecaja Machovog broja na 12000 ft na aerodinami ku povr inu

o =vk 1.0325 - udio nagiba pravca uzgona za aeroprofil vertikalnog stabilizatoraprema jednad bi (8.25) [1_6]

o =Λ vC 2 0.4778 rad - kut strijele vertikalnog stabilizatora na polovici tetive

Gradijent zrakoplova po kutu skretanja, βnC izra unava se prema izrazu (11.8) [1_2]:

180π

αββ ⋅

⋅⋅+=bx

SSCCC vv

vLfnn (11.8) [1_2]

pri emu je:

o =fnC β - 0.0441 - gradijent trupa po kutu skretanja

o =vLC α 2.4687 - nagib pravca uzgona za vertikalni rep

o 5.52=vS ft2 - povr ina vertikalnog stabilizatora

o 310=S ft2 - povr ina krila

o 68.55=b ft - raspon krila

o vx = 13.45 ft - krak vertikalnog stabilizatora

Zrakoplov Nixxa spada u kategoriju zrakoplova sa uro enom stabilno u te se vr i analizaupravljanja zrakoplovom bez povratne veze (tzv. uro ena stabilnost, eng. Inherent stability). Premajednad bi (11.9) [1_2], vr i se pretpostavka da gradijent zrakoplova po kutu skretanja mora iznositi:

0010.0=βnC po stupnju (11.9) [1_2]


Tim Nixxa 2006 175

Za zadani βnC , prema slici S.08.3 povr ina vertikalnog stabilizatora iznosi =vS 52.5 ft2.Prema volumenskoj metodi dobivena povr ina iznosila je 48.5 ft2, to zna i da je razlika manja od10%, tj. ona iznosi 8 %, to ukazuje na injenicu da zrakoplov Nixxa zadovoljava kriterij bo nestabilnosti.

Slika S.08.3 Gradijent zrakoplova po kutu skretanja (bo na stabilnosti zrakoplova Nixxa)


Tim Nixxa 2006 176

8.5 Minimalna brzina upravljivosti s otkazom jednog motoraZa pretpostavljeni slu aj otkaza jednog motora izvr en je prora un kako bi se zadovoljio

maksimalni otklon kormila pravca koji ne smije biti manji od 25 stupnjeva. Za takav pretpostavljenislu aj otkaza motora, pojavljuje se otpor zaustavljenog motora, pri emu treba voditi ra una dadrugi motor radi punom snagom da bi se zrakoplov odr ao u zraku.

Za prora un jednad be (11.18) [1_2], potrebne su dolje navedene vrijednosti:

o25<

⋅⋅⋅+

=rnmc

crittDr CbSq

NN

δδ (11.18) [1_2]

• Povr ina krila 310=S ft2

• Raspon krila 68.55=b ft

• Moment zbog otpora motora (budu i da zrakoplov Nixxa ima propeler promjenjivog koraka)

=⋅= crittD NN 1,0 792 N errata sheets (11.14) [1_2]

• Kriti ni moment koji stvara jedan motor

=⋅= tTOcritt yTN 7920 (11.12) [1_2]

pri emu je:

o =TOT 1100 lb - pogonska sila jednog motora koja se izvodi prema slici (3.8)[1_1) za ve prije izra unatu vrijednost 400== engineoneTO PP HP

o =ty 2.2 m - krak motora od sredi nje linije zrakoplova, prema slici (11.5) [1_2]

• Dinami ki tlak na razini mora pri brzini kriti nog momenta

=⋅

= 22

0mcmc M

Mqq 16.545 psf prilog A [1_6]

pri emu je:

Ø ==0a

vM mcmc 0.1057 - Machov broj za brzinu krit. momenta prema prilogu A [1_6]

gdje je :

§ =⋅= sLmc v,v 21 79.93 kts – minimalna brzina upravljivosti pri kojojprovjeravamo stabilnost, prema jednad bi (11.17) [1_6]

§ =0a 661.6 – lokalna brzina zvuka na razini mora prema prilog A [1_6]

Ø =

2

0

Mq 1481 - omjer dinami kog tlaka i kvadrata Machovog broja na razini

mora prema prilogu A [1_6]


Tim Nixxa 2006 177

• Gradijent zrakoplova po kutu otklona kormila pravca ra una se prema (10.125) [1_6]:

=+⋅

⋅−=b

zxCC vvryrn

ααδδ

coscos-0.0744 (10.125) [1_6]

gdje je:

Ø =vx 16.24 ft – krak vertikalnog stabilizatora

Ø =vz 5.8 ft – visina AC vertikalnog stabilizatora prema visini stra njeg ekstremate ta (prema slici (10.27) [1_6])

Ø =α 3° – napadni kut (vidi sliku (10.27) [1_6])

Ø 68.55=b ft – raspon krila

Ø Gradijent bo ne sile zbog otklona kormila pravca ryC δ , iznosi:

⋅

′⋅⋅

⋅⋅⋅=

lc

LC

vltheoryl

theoryl

LvvLbry c

kcc

CSSCKC

0 δ

δ

αδ

δ

δαδ α

α (10.123) [1_6]

=ryC δ 0.255

pri emu je:

§ =bK 0.95 - faktor raspona zakrilaca prema slici (8.51) te (8.52) [1_6]

§ 5.52=vS ft2 - povr ina vertikalnog stabilizatora

§ 310=S ft2 - povr ina krila

§ =theoryl

Lc

C

δ

δ 0.99 - omjer nagiba pravca uzgona sa izvu enim zakrilcem prema

teorijskom nagibu (prema slici (8.15) [1_6])

o =theorylc δ 5.5 – teorijski nagib pravca uzgona sa izvu enim zakrilcemprema slici (8.14)

§ =′k 0.65 - korekcijski faktor za nelinearne efekte prema [1_6], sl.8.13

§ =0vlc α 0.11 - nagib pravca uzgona aeroprofila vertikalnog stabilizatora zaNACA 0012

§ =l

l

c

C

δ

δ

α

α1.15 - omjer prirasta napadnog kuta prema [1_6], sl.8.53

§ =vLC α 2.4687 - izmijenjeni nagib pravca uzgona za vertikalni stabilizator,koji prema jednad bi (8.22) [1_6] iznosi:


Tim Nixxa 2006 178

4tan

12

2

22

22

+

Λ+⋅

+

⋅⋅=

⋅

β

π

β

α

vC

v

veff

veffvL

kAR

ARC (8.22) [1_6]

gdje je:

o =β 0.9716 – faktor utjecaja Machovog broja na 12000 ft na aerodinami kupovr inu

o =vk 1.0325 – udio nagiba pravca uzgona aeroprofila vertikalnog stabilizatora

o =Λ vC 2 0.4887 – kut strijele vertikalnog stabilizatora na polovici tetive

o =effvAR 1.9360 – efektivna vitkost vertikalnog stabilizatora koja se ra unaprema jedna dbi (8.22) [1_6] (vidi Poglavlje 8.4):

−⋅+⋅⋅= 11)(

)()(fv

hfvvhv

vfv

effv AAKAA

AA = 1.9360 (10.29) [1_6]

Uz prethodno dobivene vrijednosti mo e se odrediti vrijednost izraza (11.18) [1_2]:

=⋅

⋅⋅⋅+

=π

δδ

180

rnmc

crittDr CbSq

NN - 23.5 ° (11.18) [1_2]

Dobivena vrijednost =rδ - 23.5 ° zadovoljava uvjet da o25<rδ , to ukazuje na injenicuda zrakoplov Nixxa zadovoljava kriterij upravljivosti u slu aju otkaza jednog motora.


Tim Nixxa 2006 179

8.6 Zaklju ci

Uzdu na stabilnost zrakoplova ovisi o povr ini horizontalnog stabilizatora te o stra njempolo aju centra te ta. Povr ina stabilizatora je ograni ena rje enjima koji su dani volumenskommetodom, tako da se ne smije razlikovati od tih rje enja za vi e od 10%. Da bi se zadovoljio tajuvjet bilo je potrebno pomicati centar te ta zrakoplova. Promjena centra te ta rezultirapromjenom stabilnosti podvozja, to iziskuje promjenu polo aja podvozja. Promjena polo ajapodvozja tako er ima utjecaja na te te zrakoplova, tako da je bilo potrebno provesti nekolikoiteracija kako bi se zadovoljili nabrojeni uvjeti.

Tolerancija od 10% u odnosu na volumensku metodu mo e biti pozitivna i negativna, tj.,mogu e je dobiti povr inu ve u za 10 % i manju za 10%. Kroz nekoliko iteracija te ilo se dobivanjuim manje povr ine, a koja zadovoljava sve uvjete, jer zrakoplovom dominiraju velike repne

povr ine, to djeluje neproporcionalno prema trupu zrakoplova.

Kod bo ne stabilnosti, vertikalni stabilizator dobiven prija njim prora unima tako er nijezadovoljavao uvjete. Da bi se zadovoljio bo ni uvjet stabilnosti, pove ana mu je povr ina ipromijenjen aspektni odnos, to je imalo utjecaja na njegove aerodinami ke karakteristike. Tako erse je te ilo im manjem vertikalcu, ali u usporedbi sa referentnim zrakoplovima, Nixxa po veli inivertikalnog stabilizatora ipak spada u sam vrh, to opet djeluje neproporcionalno prema trupuzrakoplova.

Posljednji uvjet kojem je trebalo udovoljiti u prora unu stabilnosti i stabilnosti jest otklonkormila pravca u slu aju otkaza jednog motora. Mala brzina upravljivosti rezultira malimdinami kim tlakom, a proporcionalno tome pojavljuje se i mala aerodinami ka sila na stabilizatoruzbog otklona kormila. Zbog sna nih motora, javlja se veliki moment skretanja. Kako bi se pomiriliovi kontradiktorni zahtjevi, potrebna je velika povr ina kormila, koja po prora unu iznosi 35%povr ine itavog vertikalnog stabilizatora, a potrebni otklon za kompenzaciju momenta skretanjaiznosi 23.5°. Projektirani zrakoplov Nixxa, udovoljava sve uvjete stabilnosti, ali proporcionalno velikojpovr ini krila dobivene su velike repne povr ine, sa pripadaju im velikim kormilima. U slijede imfazama prora una bit e potrebno provjeriti da li je mogu e ostvariti dovoljne pokreta ke sile nakormilima upotrebom elektro-pokreta a, kako je zami ljeno, ili e ipak biti nu na upotrebahidraulike koja e dodatno ote ati zrakoplov.

Tako er je razmatrano pove anje kraka repa to bi uvjetovalo manju povr inu vertikalnogstabilizatora, a samim time i manju oplakivanu povr inu cijelog projektiranog zrakoplova Nixxe.Tako pove anje kraka repa zahtjevalo bi dodatnu iteraciju tj. mijenjanje CAD modela Nixxe,izmjenu podataka repa (6. izvje taj), ponovno prora unavanje podvozja i te ta (7. izvje taj) tedodatna iteracija podataka u teku em izvje taju (8. izvje taj).


Tim Nixxa 2006 180



(Matlab)

Crtanje



Danijel Posavec

Danijel Vujica

Danijel Posavec

Filip Bundalo

Danijel Vujica


Danijel Vujica

Danijel Posavec

8.8 Literatura




[1_6] Roskam, J., "Airplane Design (Part 6: Preliminary Calculation of Aerodynamic, Thrustand Power Characteristics)", DARcorporation, Lawrence, Kansas, 1985.

Konceptualno projektiranje krilaolara zrakoplova (metoda Klase I)

Tim Nixxa 2006 181

9 Polara zrakoplova (metoda Klase I)

9.1 Lista simbola


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

0Dc - - koeficijent otpora pri nultom uzgonu

'0Dc - - novi koeficijent otpora pri nultom uzgonu

f 2m 2ft parazitska povr ina krila

'f 2m 2ft nova parazitska povr ina krila

'leanck - - novi koeficijent induciranog otpora za istu konfig.

( )cruiseDL - - odnos uzgona i otpora pri krstarenju

( )loiterDL - - odnos uzgona i otpora pri kru enju


wetS 2m 2ft optjecajna povr ina zrakoplova

'wetS 2m 2ft nova optjecajna povr ina zrakoplova

motgwetS . 2m 2ft optjecajna povr ina gondole motora

..stabhorwetS 2m 2ft optjecajna povr ina horizontalnog stabilizatora


Tim Nixxa 2006 182


DIMENSION(US)

…….ZNA ENJE

wingwetS 2m 2ft optjecajna povr ina krila

trupkrilowetS −2m 2ft optjecajna povr ina spoja trup - krilo

fuswetS 2m 2ft optjecajna povr ina trupa

..stabverwetS 2m 2ft optjecajna povr ina vertikalnog stabilizatora

λ - - su enje krila

fλ - - su enje za trup

..shλ - - su enje horizontalnog repa

..svλ - - su enje vertikalnog repa

τ - - korekcijski faktor krila

..)( shτ - - korekcijski faktor horizontalnog repa

..)( svτ - - korekcijski faktor vertikalnog repa


Tim Nixxa 2006 183

9.2 UvodOvo je deveti izvje taj o projektiranju zrakoplova i u njemu e biti prikazan detaljniji

prora un polare zrakoplova nego to je bio u Izvje taju br. 2, budu i da se u ovom stadiju prora unave zna kona ni izgled zrakoplova Nixxe. Svrha ovog izvje taja je dobivanje novih, to nijih polarakoje e trebati usporediti sa prethodnima te razmotriti kolike su razlike izme u njih. Ukoliko surazlike velike, prora un e se morati ponoviti tj. trebat e izvr iti neke promjene ovisno o veli iniodstupanja u polarama. Prora un se vr i prema proceduri iz ref. [1_2], tj. analogno proceduri izIzvje taju br. 2.

9.3 Optjecana povr ina zrakoplovaOptjecana povr ina zrakoplova (mokra povr ina zrakoplova, eng. Wetted area) dobiva se

zbrajanjem komponenata zrakoplova Nixxe: trup (eng. Fuselage and or Tailbooms), krilo (eng.Wings), rep zrakoplova (eng. Empennage) te gondole motora (eng. Nacelles). Povr ine pokomponentama zrakoplova Nixxa prikazane su u tablici T.09.1.

9.3.1 Optjecana povr ina trupa zrakoplovaOptjecanu povr inu trupa zrakoplova nalazimo iz jednad be (12.3) [1_2] za cilindri ni oblik

trupa, a za ostale oblike trupa prema jednad bi (12.4) [1_2]. Oblik trupa zrakoplova Nixxe prikazanje na slici S.04.5, iz koje se jasno vidi da oblik trupa nije cilindri an pa se mokra povr ina trupara una prema jednad bi (12.4) [1_2].

( ) ( )232

/11/21 fffffuswet lDS λλπ +−⋅⋅⋅= (12.3) [1_2]

( ) ( )5.132

/3.0015.1/1351.05.0 ffnfffuswet lllDS λπ +⋅+⋅⋅⋅= (12.4) [1_2]

U jednad bu (12.4) [1_2], uvr tavaju se slijede e vrijednosti za trup:

1500=fD mm

10410=fl mm

3130== fcn ll mm – duljina konusnog dijela trupa

97.6==f

ff D

lλ

Kako jednad ba (12.4) [1_2] daje prevelika odstupanja od vrijednosti dobivenedirektnim o itavanjem sa CAD-a modela (programski paket SolidWorks), za optjecanu povr inutrupa Nixxe usvojena je vrijednost iz CAD-a koja iznosi:

=fuswetS 528 ft2


Tim Nixxa 2006 184

9.3.2 Optjecana povr ina krila zrakoplovaZa ravne trapezne povr ine optjecana povr ina ra una se prema jednad bi (12.1) [1_2]:

( ) ( )

+⋅+⋅

⋅+⋅⋅= /

ctSS

r.plfplfwet 1125.012 exp (12.1) [1_2]

U jednad bu (12.1) [1_2], uvr tavaju se slijede e vrijednosti za krilo:

( )( ) ==

t

r

ct

ct

τ 1 (6.3) [1_2]

==r

tc

cλ 0.7

=.wingSexp 282.75 ft2 definirano na slici (12.3) [1_2]

=wingwetS 582.46 ft2

9.3.3 Optjecana povr ina horizontalnog i vertikalnog stabilizatoraZa ravne trapezne povr ine optjecana povr ina ra una se prema jednad bi (12.1) [1_2]:

( ) ( )

+⋅+⋅

⋅+⋅⋅= /

ctSS

r.plfplfwet 1125.012 exp (12.1) [1_2]

U jednad bu (12.1) [1_2], uvr tavaju se slijede e vrijednosti za horizontalni stabilizator:

( )( ) =

=

..

..)(sht

rsh

ct

ct

τ 1 (6.3) [1_2]

=

=

....)(

shrt

sh ccλ 0.7

=..exp stab.horS 65.66 ft2 definirano na slici (12.3) [1_2]

U jednad bu (12.1) [1_2], uvr tavaju se slijede e vrijednosti za vertikalni stabilizator:

( )( ) 1)(

..

.. =

=

svt

rsv

ct

ct

τ (6.3) [1_2]

=

=

....)(

svrt

sv ccλ 0.5

=..exp stab.vertS 55.97 ft2 definirano na slici (12.3) [1_2]

=..stabhorwetS 135.26 ft2 =..stabvertwetS 115.3 ft2


Tim Nixxa 2006 185

9.3.4 Optjecana povr ina gondola motoraOptjecana povr ina gondole dobiva se direktno o itavanjem sa CAD modela (SolidWorks),

to je prikazano na slici S.09.1:

=motgwetS . 102.19 ft2

9.3.5 Optjecana povr ina spoja krilo trupOptjecana povr ina spoja krilo–trup dobiva se o itavanjem sa CAD modela i ona predstavlja

povr inu koju treba oduzeti kod sumiranja pojedinih komponenata optjecanih povr ina Nixxe.

=−trupkrilowetS 54.5 ft2

9.3.6 Ukupna optjecana povr ina cijelog zrakoplova NixxaUkupna optjecana povr ina dobiva se zbrajanjem gore navedenih komponenata zrakoplova

Nixxa prikazanih u tablici T.09.1, te iznosi:

='wetS 1408.7 ft2

Iz 2. Izvje taja dobivena vrijednost za optjecanu povr inu (prema izrazu (3.22) [1_1],odnosno za dvomotorni zrakoplov prema slici (3.22a)[1_1] za 8041=TOW lb), wetS iznosi:

1156=wetS ft2

Iz navedenog se mo e zaklju iti da zrakoplov Nixxa ne zadovoljava uvjet od 10%maksimalne razlike izme u stvarne optjecane povr ine zrakoplova te optjecane povr ine dobiveneprema statisti kim podacima prema ref. [1_1], to nije razlika iznosi 21.7 %. Razlog tome je velikapovr ina krila, a proporcionalno tome i velika povr ina repa. Usporedni zrakoplovi, na temelju kojihsu dobiveni statisti ki podaci, uglavnom nemaju STOL karakteristike. Projektirani zrakoplov Nixxaima STOL karakteristike, koje su mogle biti realizirane ili jakim motorima ili velikim uzgonskimpovr inama. Odabrane su velike uzgonske povr ine iz razloga navedenih u 2. Izvje taju.

Tablica T.09.1 Prikaz optjecanih povr ina po komponentama zrakoplova Nixxa

Komponenta zrakoplova (i) )(iSwet

Trup, fuswetS 528

Krilo, wingwetS 582.5

Horizontalni stabilizator, ..stabhorwetS 135.3

Vertikalni stabilizator, ..stabvertwetS 115.3

Gondole motora, motgwetS . 102.2

Spoj krilo – tup, trupkrilowetS − 54.5


Tim Nixxa 2006 186

9.4 Nulti otpor zrakoplovaNulti otpor ra una se analogno Izvje taju br. 2, uz zamjenu vrijednosti za promijenjene

konstante (npr. statisti ke optjecane povr ine zrakoplova wetS , sa optjecanom povr inom zrakoplova

Nixxa 'wetS itd.).

Korelacijski koeficijenti a & b, odabrani su iz tablice (3.4) [1_1] i iznose:

a = -2.2218

b = 1.0

Prema izrazu (3.21) [1_1] dobiva se nova ekvivalentna parazitska povr ina:

abwetSf 10'' ⋅= (3.21) [1_1]

='f 8.45 ft2 (stara vrijednost iznosila je: 937.6=f ft2)

Da bi se izra unao novi otpor pri nultom uzgonu '0DC kre e se od jednad be (3.20)[1_1]:

SfCD

''

0 = +0.02, (3.20) [1_1]

uz f '= ekvivalentna parazitsku povr ina, S = povr ina krila, a faktor 0.02 je dodatakzbog fiksnog podvozja

='DOC 0.0473 (stara vrijednost iznosila je: 0.0469=DOC )

Zbog velike razlike u mokrim povr inama zrakoplova za o ekivati je i veliku razliku uotporima. Ali kao to je vidljivo iz rezultata za CDO , razlika u otporima je neznatna. Zbog pove anjamokre povr ine zrakoplova Nixxa do lo je i do pove anja faktora f, a proporcionalno njemu raste iotpor. Me utim, zrakoplov Nixxa ima isto tako i ve u povr inu krila, a prema izrazu (3.20) [1_1]otpor pada kako povr ina krila raste. Razlika u faktorima f iznosi 21.8 %, a razlika u mokrimpovr inama wetS iznosi 21.7 %, a po to se ta dva broja dijele nulti otpor je ostao pribli nokonstantan, pa su i polare pribli no iste.


Tim Nixxa 2006 187

9.5 Pove anja nultog otpora zrakoplovaPrema dijagramu sa slike (12.7) [1_2], vidljivo je da nema pove anja otpora uslijed

stla ivosti. Pove anje otpora zbog zakrilaca prema tablici (3.6) [1_1] ve je navedeno u Izvje tajubr. 2 (tablica T.02.2):

Tablica T.02.2 Odabrane vrijednosti za 0DC∆ i e

Prirast koeficijenta otpora pri nultom uzgonu za istu konfiguraciju cleanDC 0∆ 0,000

Prirast koeficijenta otpora pri nultom uzgonu za zakrilca u polo aju za polijetanje flapsTODC 0∆ 0,015

Prirast koeficijenta otpora pri nultom uzgonu za zakrilca u polo aju za slijetanje flapsLDC 0∆ 0,065

Koeficijent efikasnosti krila za istu konfiguraciju cleane 0,82

Koeficijent efikasnosti krila za zakrilca u polo aju za polijetanje flapsTOe 0,78

Koeficijent efikasnosti krila za zakrilca u polo aju za slijetanje flapsLe 0,73

Uva avaju i odabrane vrijednosti, prema (3.19) [1_1], tablici (3.6) [1_1] te tablici T.02.2slijedi:

• Ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonu za istu konfiguraciju:

==∆+= 0000 DcleanDDcleanD CCCC 0.0473

• Ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonu za konfiguraciju pri polijetanju:

=∆+= flapsTODDTOD CCC 000 0.0623

• Ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonu za konfiguraciju pri slijetanju:

=∆+= flapsLDDLD CCC 000 0.1123

• Ukupni koeficijent otpora pri nultom uzgonu za konfiguraciju u prilazu pisti:

=∆+∆

+=2

0000

flapsLDflapsTODDapproachD

CCCC 0.0873


Tim Nixxa 2006 188

9.6 Polare zrakoplova NixxaIz dijagrama D.09.1 vidljive su nove polare zrakoplova Nixxa (dobivene uvr tavanjem nove

vrijednosti koeficijenta nultog otpora zrakoplova 'DOC ), dok su iz dijagrama D.02.1 vidljive polare

zrakoplova Nixxa dobivene u ranijem koraku prora una - sa aproksimativnom vrijedno ukoeficijenta nultog otpora zrakoplova, DOC ).

Dijagram D.02.1 Dijagram koeficijenata uzgona i otpora za razli ite re ime leta zrakoplova


Tim Nixxa 2006 189

Dijagram D.09.1 Dijagram novih polara zrakoplova Nixxa

Po to je prora un masa u prvom izvje taju ra en na temelju pretpostavljenih polara,potrebno je izvr iti novi prora un masa sa stvarnim polarama. Novi omjer uzgona i otpora za re imekrstarenja i kru enja se ra una prema izrazu (3.10) [1_6]:

( )( )cleancleanD eARpiCDL

⋅⋅=

0

5.0 (3.10) [1_6]

( ) ( )( )cruisecruiseDcruise eARpiCDL

⋅⋅=

0

5.0

( ) 72.11=cruiseD

L

( ) ( )( )loiterloiterDloiter eARpiCDL

⋅⋅=

0

5.0

( ) 95.9=loiterD

L


Tim Nixxa 2006 190

Vrijednosti masa dobivene u 2.Izvje taju iznose:

8041=TOW lb

4966.6=EW lb

1.1006=FW lb

1700=PLW lb

375=crewW lb

Sa novim omjerima uzgona i otpora nove mase iznose:00.8000=TOW lbs

55.4942=EW lbs93.984=FW lbs

Razlika u odnosu na mase dobivene u drugom izvje taju iznose:

TOWR = 2.49 lbs, (0.03%)

EWR = 34.94 lbs, (0.7%)

FWR = 28.11 lbs, (2.77%)Vidljivo je da niti jedna razlika ne prelazi 5%, to zna i da nije potrebno ponovno provoditi

prora una masa.

9.7 Zaklju ciNove polare se neznatno razlikuju od starih, unato velikoj razlici u mokroj povr ini, to

djeluje nerealno. Matemati ko obja njenje je povezano sa pove anjem povr ine krila. Ukoliko sepove a povr inu krila pove at e se uzgon i otpor krila, to ne bi trebalo imati utjecaja na polaru, alisa pove anjem krila rastu i parazitski otpori repa, to bi trebalo djelovati na polaru, a to prora unnije pokazao. To je jedan od nedostataka upotrebe metoda koje koriste empirijske faktore. Preciznijiprora uni polara e vjerojatno dati druga iju, realniju sliku.


Tim Nixxa 2006 191



(Matlab)

Crtanje



Danijel Vujica

Danijel Vujica

Danijel Posavec

Filip Bundalo

Danijel Vujica

Nikolina Bari

Nikolina Bari

Filip Bundalo

Danijel Vujica

Danijel Posavec






[1_6] Roskam, J., "Airplane Design (Part 6: Preliminary Calculation of Aerodynamic, Thrustand Power Characteristics)", DARcorporation, Lawrence, Kansas, 1985.

Tim Nixxa 2006 192

10 Zaklju ak

Pri projektiranju zrakoplova Nixxa vodili smo se analizom stanja i budu ih tendencija uzrakoplovstvu na podru ju Republike Hrvatske. Cilj je bio projektirati zrakoplov koji bi optimalnoudovoljavao potrebama aeroklubova i turisti kim ponudama za panoramskim letenjem, a ujedno iprojektirati vi enamjenski zrakoplov koji bi udovoljavao svim zahtjevima vezano uz misije za kojebi se koristio.

Prvenstveno se cilja na mogu nost lake prenamjene iz konfiguracije za panoramsko letenjeu konfiguraciju za bacanje padobranaca, to se provelo uvo enjem lako rastavljivih sjedala teeventualnom ugradnjom klupica za padobrance (iako je optimalna varijanta bez klupica s obziromna znatno ve i kapacitet).

S obzirom da se zadane dvije misije znatno razlikuju, s obzirom na brzinu penjanja, plafonleta itd. za potrebe izbacivanja padobranaca, cilj nije bilo napraviti zrakoplov koji bi se koristio zaprofesionalno bacanje padobranaca ve isklju ivo za sportsko i amatersko padobranstvo (tandem),to se idealno poklapa sa turisti kom misijom zrakoplova. Na ovaj su na in dvije zadane misije

idealno kombinirane, uzimaju i najbolje karakteristike od obje misije.

Ovako projektiran zrakoplov Nixxa se najbolje uklapa u turisti ku i sportsku ponudu uRepublici Hrvatskoj i ire.

Izvr eni prora un je temeljen na empirijskim metodama i faktorima koji su se temeljili nausporednim zrakoplovima. Projektirani zrakoplov Nixxa se razlikuje od usporednih zrakoplova zbogsvojih STOL karakteristika, pa se zbog toga dobivene vrijednosti ne mogu uzeti sa velikom to no ui pouzdano u. Bolje vrijednosti se mogu dobiti detaljnijim prora unima u idu im fazama, kada ese iza i iz konceptualnog projektiranja i prije i na detaljno projektiranje.

Tim Nixxa 2006 193

PRILOZI1. Tehni ki crte i Nixxe:

LAYOUT KOKPITA.pdf

KRILO.pdf

REPNE POVR INE.pdf

PODVOZJE.pdf

TE TA KOMPONENTI.pdf

SKLOPNI.pdf

Nixxa - all.pdf

2. Skupna tablica sa osnovnim karakteristi nim podacima:


DIMENSION(US) BEZD. OBLIK

povr ina krila, S 28,8 m2 310 ft2 -

raspon krila, b 17,00 m 55,68 ft -

tetiva u korijenu krila, rc 1,9965 m 6,5503 ft Ac⋅1644,1

tetiva u vrhu krila, tc 1,3976 m 4,5852 ft Ac⋅8151,0

srednja aerod. tetiva, MACc tj. Ac 1,7147 m 5,6256 ft -

srednja geometrijska tetiva, MAGc 1,6971 m 5,5678 ft Ac⋅9897,0

polo aj srednje aerod. tetive (SAT), Ax 0,07047 m 0,2312 ft Ac⋅0411,0

kut strijele na napadnoj ivici krila, LEΛ 1,01° 1,01° -

kut strijele na izlaznoj ivici krila, TEΛ -1,01° -1,01° -

koordinate aerodinami kog centra, acx 0,5197 m 1,7051 ft Ac⋅3031,0

Geo

met

rijs

ke k

arak

teris

tike

krila

koordinate aerodinami kog centra, acy 3,99 m 13,10 ft Ac⋅3286,2

Tim Nixxa 2006 194


DIMENSION(US) BEZD. OBLIK

koordinate aerodinami kog centra, acz -0,137 m -0.450 - Ac⋅080,0

konstruktivni napadni kut korijena krila,rwi )( 2° 2° -

konstruktivni napadni kut vrha krila, twi )( -1° -1° -

relativna tetiva krilaca, cca 0,35 0,35 -

relativna tetiva zakrilaca, cc f 0,35 0,35 -

otklon zakrilaca pri polijetanju, fTOδ 20° 20° -

otklon zakrilaca pri slijetanju, fLδ 40° 40° -

kut dihedrala, Γ 0° 0° -

su enje krila, λ 0,7 0,7 -

kut strijele krila, 4cΛ 0° 0° -

Tim Nixxa 2006 195

Horizontalni stabilizator Vertikalni stabilizator

US SI US SI

Povr ina 74 ft2 6.874 m2 52.5 ft2 4.877 m2

Raspon 16.55 ft 5.04 m 7.94 ft 2.42 m

Korijena tetiva 5.26 ft 1.60 m 8.82 ft 2.69 m

Vr na tetiva 3.68 ft 1.12 m 4.41 ft 1.34 m

Aerodinami ka tetiva 4.52 ft 1.38 m 6.86 ft 2.09 m

Aerodinami ka apscisa 0.37 ft 0.11 m 1.48 ft 0.45 m

Strijela napadne ivice 5.45° 40°

Strijela izlazne ivice 5.45° 15°

Krak repa 15.75 ft 4.8 m 16.24 ft 4.95 m

Su enje 0.7 0.5

Postavni kut 0° 0°

Kut dihedrala 0° 90°

Aeroprofil NACA 0012 NACA 0012

Aspektni odnos 3.7 1.2

Geo

met

rijs

ke k

arak

teri

stik

e re

pa

Povr ina kormila 22.2 ft2 2.06 m2 15.75 ft2 1.46 m2

Tim Nixxa 2006 196

OZNAKA JEDINICA (S.I.) DIMENSION (US)

Duljina 10.4 m 34.12 ft

Visina (maks.) 1.75 m 5.74 ftTrup

irina (maks.) 1.5 m 4.92 ft

Duljina 4.66 m 15.29 ft

Visina (maks.) 1.55 m 5.085 ft

Kab

ina

irina (maks.) 1.3 m 4.265 ft

Masa praznog zrakoplova, EW 2252.8 kg 4966.6 lb

Masa korisnog tereta, PLW 771.107 kg 1700 lb

Ukupna masa goriva, FW 456.36 kg 1006.10 lb

Masa lanova posade, CREWW 170.097 kg 375 lb

Mas

e

Ukupna masa zrakoplova, TOW 3647.336 kg 8041 lb

Rate of climb, RC 8.64 m/s 1700 ft/min

Take-off groundrun, TOGS 274.32 m 900 ft

Take-off TOS 455.37 m 1494 ft

Landing groundrun, LGS 274.32 m 900 ft

Landing, LS 543.15 m 1782 ft

Stall speed in landingconfiguration,

LSV 107.9 km/h 58.3 kts

Perf

orm

anse

Approach speed, AV 140.2 km/h 75.8 kts

Tim Nixxa 2006 197

Tim NIXXA 2006

S lijeva na desno:Danijel Vujica

Nikolina BariDanijel Posavec

Filip Bundalo

Tim Nixxa 2006 198

NIXXA

Tim Nixxa 2006 199

NIXXA

Tim Nixxa 2006 200

NIXXA

Tim Nixxa 2006 201

NIXXA

Documents

SVEUýILIâTE U ZAGREBU - titan.fsb.hrtitan.fsb.hr/~pprebeg/osnzrak/exprojekti/Nixxa.pdf · Seminarski rad iz kolegija OSNIVANJE ZRAKOPLOVA Projektni tim: Nixxa 2006 Projekt zadali: