SVEUČILIŠTE U ZAGREBU

FAKULTET PROMETNIH ZNANOSTI

Shadi Šamle

ODREĐIVANJE BRZINE PENJANJA ZRAKOPLOVA

CESSNA 172N ISPITIVANJEM U LETU

ZAVRŠNI RAD

Zagreb, 2011.

Sveučilište u Zagrebu

Fakultet prometnih znanosti

ZAVRŠNI RAD

ODREĐIVANJE BRZINE PENJANJA ZRAKOPLOVA

CESSNA 172N ISPITIVANJEM U LETU

Mentor: Prof. dr. sc. Ernest Bazijanac

Komentorica: Karolina Krajček, dipl. ing.

Student: Shadi Šamle, 0135200819

Zagreb, 2011.

PREDDIPLOMSKI STUDIJ

Preddiplomski studij: Aeronautika

Katedra: Katedra za aerotehniku

Predmet: Teorija leta II

ZADATAK ZAVRŠNOG RADA

Pristupnik: SHADI ŠAMLE___________________________________

Matični broj: 0135200819___________________________________

Smjer: Civilni pilot

ZADATAK: Određivanje brzine penjanja zrakoplova Cessna 172N ispitivanjem u letu

Opis zadatka:

U završnom radu je potrebno objasniti i opisati najmanje dvije različite metode za određivanje brzine penjanja zrakoplova ispitivanjem u letu. Zatim je potrebno jednu od metoda primijeniti za određivanje brzine penjanja aviona Cessna 172. Dobivene rezultate nakon analize i korekcije na standardne uvjete usporediti sa podacima dostupnim u Pilotskom priručniku korištenog zrakoplova i objasniti.

Zadatak uručen pristupniku: 26. travnja 2010.

Nadzorni nastavnik:

Predsjednik povjerenstva za završni ispit

____prof.dr.sc. Ernest Bazijanac______ _____doc.dr.sc. Anita Domitrovid_____

Djelovođa:

_________________________________

Zahvaljujem se Karolini Krajček, dipl.ing. na literaturi te posebno hvala na svom

uloženom trudu i vremenu. Također, hvala instruktoru letenja Predragu Crnku na pomodi

oko organizacije i provedbe ispitivanja. Hvala i mojim roditeljima koji su mi omogudili

školovanje, na strpljenju i svim odricanjima.

Izjavljujem da sam ovaj rad napravio samostalno.

Shadi Šamle

Sažetak

Tema završnog rada je Određivanje brzine penjanja zrakoplova Cessna 172N

ispitivanjem u letu. Cilj ovog rada je odabranom metodom ispitivanja brzine penjanja u letu

utvrditi koja je stvarna brzina penjanja zrakoplova na određenim visinama i za određene

brzine leta te da li postoje odstupanja od vrijednosti brzine penjanja danih u Pilotskom

priručniku. Također, cilj je i provjeriti odabranu metodu ispitivanja brzine penjanja u letu te

pritom utvrditi prednosti i nedostatke, odnosno mogudnost provedbe metode i koji se

problemi mogu pojaviti tijekom ispitivanja.

Materija je podijeljena u 7 poglavlja:

1. Uvod

2. Performanse zrakoplova u penjanju

3. Metode određivanja brzine penjanja ispitivanjem u letu

4. Tehničke i eksploatacijske karakteristike zrakoplova Cessna 172N

5. Određivanje polare penjanja ispitivanjem u letu

6. Korekcija i validacija podataka pomodu Pilotskog priručnika

7. Zaključak

U drugom su poglavlju ukratko spomenute performanse penjanja, između ostalog i

brzina penjanja te o čemu ona ovisi.

U tredem poglavlju opisane su dvije metode za određivanje performansi zrakoplova u

penjanju, od kojih je jedna odabrana za ispitivanje brzine penjanja.

U ispitivanju je korišten zrakoplov Fakulteta prometnih znanosti Sveučilišta u Zagrebu,

Cessna 172N registarskih oznaka 9A-DAS. Stoga su u četvrtom poglavlju ukratko

predstavljene karakteristike zrakoplova C 172N, kao i specifičnosti zrakoplova 9A-DAS.

U petom i šestom poglavlju opisana je priprema i provedba ispitivanja u letu te je

konačno dana ocjena o uspješnosti provedenog ispitivanja.

U izradi teme korišteni su rezultati prikupljeni ispitivanjem u letu tijekom listopada

2010. i svibnja 2011. godine.

SADRŽAJ

1. Uvod........................................................................................................................... 1 2. Performanse zrakoplova u penjanju........................................................................... 2

2.1. Brzina penjanja............................................................................................... 2

2.2. Vrhunac leta................................................................................................... 5

3. Metode određivanja brzine penjanja ispitivanjem u letu........................................... 6 3.1. Sawtooth metoda ispitivanja......................................................................... 7

3.2. Level acceleration metoda ispitivanja............................................................ 13

3.2.1. Pripreme prije leta...................................................................................... 14

3.2.2. Provjera metode u penjanju........................................................................ 15

4. Tehničke i eksploatacijske karakteristike zrakoplova Cessna 172N............................ 19 4.2. Sustav upravljanja zrakoplovom.................................................................... 21

4.3. Instrumentalna ploča zrakoplova C 172N...................................................... 22

4.4. Osnovne karakteristike zrakoplova C 172N.................................................... 24

5. Određivanje polare penjanja ispitivanjem u letu....................................................... 25 5.1. Prvi pokušaj ispitivanja u letu......................................................................... 26

5.2. Drugi pokušaj ispitivanja u letu...................................................................... 29

5.2.1. Provođenje i ocjena ispitivanja u letu......................................................... 30

5.2.2. Poslijeletna analiza i ocjena dobivenih podataka........................................ 31

6. Korekcija i validacija podataka pomodu Pilotskog priručnika................................... 35 6.1. Korekcija rezultata.......................................................................................... 37

6.2. Validacija rezultata pomodu Pilotskog priručnika........................................... 46 7. Zaključak..................................................................................................................... 49 LITERATURA ................................................................................................................... 51 POPIS KRATICA................................................................................................................ 52

PRILOZI............................................................................................................................ 53

1

1. Uvod

U ovom završnom radu potrebno je eksperimentalno odrediti najvedu brzinu penjanja

zrakoplova. Najveda brzina penjanja zrakoplova je samo jedna od karakteristika zrakoplova u

penjanju bitna iz razloga što određuje vrijeme potrebno zrakoplovu da se popne na željenu

visinu leta.

Performanse zrakoplova su te koje prodaju neki avion, pa prema tome bitno je sa

strane tržišne konkurencije imati zadovoljavajude performanse uz zahtjevanu razinu

sigurnosti.

Zahtjevi za sigurnošdu zrakoplova propisani su u dokumentima tipa CS1, FAR2 i ostalima

koji su u principu gotovo identični. Zahtjevi za performansama malih propelerskih zrakoplova

u Europi propisani su u CS 23 dokumentu.

Uz zahtjeve dokumenti daju i preporuku metode koja bi se trebala koristiti za

dokazivanje pojedinog zahtjeva. Sve metode su još uvijek klasične metode od kojih su dvije

takve metode za određivanje performansi zrakoplova u prenjanju opisane u ovom završnom

radu.

Od dvije klasične metode koje se koriste u tu svrhu, odabrana je ona jednostavnija za

provedbu ispitivanja brzine penjanja u letu na avionu Cessna 172N.

Cilj je bio prvenstveno utvrditi prednosti i nedostatke metode, odnosno mogudnost

provedbe iste, kao i probleme koji se mogu pojaviti tijekom ispitivanja.

Za validaciju vrijednosti brzine penjanja dobivenih ispitivanjem u letu koristili su se

podaci dani u Pilotskom priručniku. Naime, ti su podaci dobiveni također ispitivanjem u letu.

Određivanje performansi zrakoplova ispitivanjem u letu jedini je način (unatoč velikom

broju rezultata koji se dobiju proračunima, raznim testiranjima i računalnim simulacijama) da

se dobiju konačni rezultati važni za verifikaciju postavljenih zahtjeva pri certifikaciji

zrakoplova i podataka za izradu Pilotskog priručnika.

1 CS – Certification specifications; Uvjeti ovlašdivanja

2 FAR – Federal aviation regulations; Propisi federalne avijacije

2

2. Performanse zrakoplova u penjanju

Bitna kvaliteta svakog zrakoplova je njegova sposobnost da dosegne određenu visinu

leta. Brzina penjanja ovisi o raspoloživoj snazi motora 3, koja se smanjuje s visinom, te o

potrebnoj snazi 4 zrakoplova koja također ovisi o visini leta. Stoga je i brzina penjanja

izrazito ovisna o visini i smanjuje se od maksimalne vrijednosti na razini mora do vrijednosti

nula na određenoj visini koju nazivamo apsolutni vrhunac leta (Slika 2.3).

2.1. Brzina penjanja

Kako bismo odredili faktore koji utječu na brzinu penjanja, trebamo uzeti u obzir sile

koje djeluju na zrakoplov u penjanju uz pretpostavku da je mali napadni kut i da sila potiska

djeluje u pravcu leta zrakoplova [9] (Slika 2.1.).

Slika 2.1. Zrakoplov u konfiguraciji penjanja [9]

Uzmimo da je kut između brzine leta zrakoplova V (putanja zrakoplova) i

horizontalne ravnine, i predstavlja kut penjanja zrakoplova. Zbroj sila na osi-x je

T – D – sin 0 (jednadžba 2.1)

dok je na osi-z zbroj sila jednak

3 - Power Available; raspoloživa snaga

4 - Power Required; potrebna snaga

3

cos – L 0 (jednadžba 2.2)

Ako jednadžbu 2.1 pomnožimo sa brzinom V, dobit demo

T V– D V V sin (jednadžba 2.3)

gdje je V sin vertikalna komponenta ubrzanja, odnosno brzina penjanja. Uobičajena

oznaka za brzinu penjanja je R/C5, stoga možemo pisati konačno

C

(jednadžba 2.4)

T V odgovara raspoloživoj snazi, a umnožak jednak je potrebnoj snazi. Dakle,

brzina penjanja u ovisnosti snage postaje

C

(jednadžba 2.5)

Brzina penjanja je obično izražena u ft/min.

Jednadžba 2.5 pokazuje da je brzina penjanja proporcionalna višku (rezervi) snage

. Naime, višak snage može se iskoristiti za ubrzavanje do maksimalne brzine

leta ili za penjanje. Brzina penjanja de imati maksimalnu vrijednost kad imamo najvedi višak

snage.

(jednadžba 2.6)

Odnos raspoložive i potrebne snage možemo vidjeti na slici 2.2. za određenu visinu

leta. aspoloživa snaga je zapravo maksimalna snaga koju motor zrakoplova može razviti.

Inkrement prikazan na slici 2.2. ima najvedu vrijednost viška snage za tu visinu i nalazi se

pri brzini najboljeg penjanja. Postoji određena točka gdje se krivulje raspoložive i potrebne

snage križaju, i ta točka određuje maksimalnu brzinu pri kojoj horizontalan let može biti

održavan. Iza te brzine potrebna snaga je veda od raspoložive i stoga se javlja negativan R/C.

Za negativnu brzinu penjanja ponekad se koristi izraz brzina propadanja R/S 6. Brzina

propadanja može biti ostvarena pri bilo kojoj brzini leta, smanjenjem raspoložive snage ispod

potrebne snage za tu određenu brzinu leta. Zrakoplov ima maksimalnu brzinu propadanja

kada je raspoloživa snaga smanjena na nulu.

5 R/C – Rate of Climb; brzina penjanja

6 R/S – Rate of Sink; brzina propadanja

4

Slika 2.2. aspoloživa i potrebna snaga [9]

U teoriji postoji i točka na drugoj strani grafa gdje se krivulje raspoložive i potrebne

snage također križaju. Ta točka određuje minimalnu brzinu zrakoplova, odnosno brzinu ispod

koje ne postoji dovoljna raspoloživa snaga da bi se održao horizontalan let. Međutim, ta

točka je od malog značaja s obzirom da se stvarni otpor rapidno povedava blizu brzine sloma

uzgona i uzrokuje zavinude krivulje potrebne snage prema gore. Stoga, brzina sloma uzgona

predstavlja donju granicu raspona brzine leta.

S obzirom da je brzina penjanja promjenjiva s visinom i brzinom leta te postavkom

snage, samo se maksimalna vrijednost brzine penjanja pri različitim visinama smatra

značajnom. Jednostavno je za shvatiti da se bilo koja vrijednost ispod maksimalne brzine

penjanja može dobiti smanjenjem snage ili promjenom brzine leta. Potrebno je napomenuti

da se brzina penjanja smanjuje od maksimalne bilo povedanjem ili smanjenjem brzine leta od

one za najbolje penjanje. [9]

5

2.2. Vrhunac leta

Cilj određivanja brzine penjanja ispitivanjem u letu je izmjeriti brzinu penjanja pri

različitim brzinama leta za određen broj visina. Ako odredimo maksimalnu brzinu penjanja za

svaku visinu, dobit demo krivulju sličnu onoj na slici 2.3. Krivulja je obično linearna, ali mogu

postojati blaga odstupanja.

Ako je mogude, poželjno je provesti ispitivanje od razine mora pa sve do visine gdje je

iznos brzine penjanja jednak nuli. Ukoliko procedura nije moguda ili nije praktična, mogude je

izvršiti ekstrapolaciju7 da bismo dobili krajnje granice krivulje.

Slika 2.3. Određivanje vrhunca leta [9]

Maksimalna visina gdje brzina penjanja postaje jednaka nuli, naziva se apsolutni

vrhunac leta . Apsolutni vrhunac leta određen je onom visinom na kojoj se izjednače

raspoloživa i potrebna snaga, odnosno kada je rezerva snage koja se koristi za penjanje

jednaka nuli. aspoloživa i potrebna snaga jednake su samo pri jednoj brzini v.

S obzirom da je dosezanje te visine nepraktično, značajnija visinska granica je praktični

vrhunac leta . Praktični vrhunac leta definira se kao visina na kojoj je maksimalna brzina

penjanja 100 ft/min, odnosno 0,5 m/s.

7 ekstrapolacija – postupak konstruiranja nepoznatih vrijednosti podataka korištenjem podataka čije su nam vrijednosti poznate. Postupak je sličan interpolaciji, samo što interpolacijom dobivamo vrijednosti podataka između dvaju ili više poznatih podataka, a ekstrapolacijom dobivamo vanjske ili čak krajnje vrijednosti

6

3. Metode određivanja brzine penjanja ispitivanjem u letu

Postoje dvije različite metode za određivanje performansi zrakoplova u penjanju;

ustaljeno penjanje (steady climb) iliti penjanje po zupcima (sawtooth8) i ubrzavanje u

horizontalnoj ravnini (level acceleration 9). Zrakoplovi nižih performansi za određivanje

brzine penjanja mogu koristiti sawtooth metodu penjanja, dok je level acceleration metoda

pogodnija za zrakoplove boljih performansi. Sawtooth metoda se može koristiti za

zrakoplove visokih performansi na vedim visinama gdje su performanse dovoljno oslabljene.

Na nižim visinama zrakoplovi visokih performansi imaju velike brzine penjanja i stoga je

teško primjeniti sawtooth ispitno penjanje. Zrakoplov visokih performansi brzo penje i stoga

vrlo kratko ostaje u ispitnom pojasu visine. Prema *11+ poželjno je da ispitni pojas visine

bude onoliko visok koliko je potrebno da se određenom brzinom penjanja prijeđe za jednu

minutu. ješenje bi moglo biti povedanje ispitnog pojasa visine, ali to povlači druge probleme

poput promjene temperature okolnog zraka, promjene smjera i jakosti vjetra s visinom i sl.

Nadalje, zrakoplovi visokih performansi obično ubrzavaju u penjanju pa je teško ustabiliti

željenu brzinu leta za koju se ispituje brzina penjanja. *6+ Od dvije navedene metode,

sawtooth metoda je jednostavnija za razumjeti i zahtijeva samo najosnovnije instrumente.

Međutim, metoda je korisna samo za male brzine penjanja. Level acceleration metoda pruža

više podataka za jednako uloženo vrijeme leta te se podaci dobiveni ovom metodom koriste

za više od samog određivanja brzine penjanja. Level acceleration metoda zahtijeva, osim

osnovnih instrumenata, i neke dodatne uređaje poput onih koji automatski bilježe određene

podatke.

Prije provedbe odabrane metode, potrebno je napraviti plan brzina i visina, odnosno,

potrebno je odrediti koje de indicirane brzine (IAS10) pilot zrakoplova održavati u penjanju na

određenim visinama po tlaku.

Kada se govori o brzini leta, potrebno je razlikovati brzinu kojom se zrakoplov krede

kroz zrak od brzine kojom se krede u odnosu prema tlu. S obzirom da se mjerenja

zrakoplovnog brzinomjera temelje na mjerenju tlaka zraka, instrument isključivo daje

podatke o brzini kojom se zrakoplov krede zrakom.

8 Sawtooth engl. zubac pile

9 Level acceleration engl. horizontalno ubrzavanje

10 IAS – Indicated Airspeed; brzina koju očitavamo na brzinomjeru

7

Pri mjerenju brzine leta, razlikuju se dvije komponente brzine: brzina kroz zrak u

smjeru uzdužne osi zrakoplova, odnosno brzina leta, i vertikalna komponenta brzine kroz

zrak ili vertikalna brzina. Instrumenti kojima se mjeri brzina leta zovu se brzinomjeri ili

mahmetri, a instrumenti kojima se mjeri vertikalna komponenta brzine, variometri. [2]

Dakle, tijekom ispitivanja pilot zrakoplova mora na brzinomjeru održavati prethodno

određenu brzinu na određenoj visini po tlaku i pritom na variometru očitavati brzinu

penjanja.

Visina leta je okomita udaljenost zrakoplova od neke dogovorene referentne ravnine.

Za potrebe ispitivanja brzine penjanja, visina leta se mjeri prema QNE, odnosno koristi se

visina po tlaku. Da bi visinomjer prikazivao visinu po tlaku, potrebno je namjestiti standardni

tlak od 1013 hPa (29.92 inHg).

Određivanje performansi penjanja najviše otežava činjenica da svi podaci moraju biti

ispravljeni zbog nestandardnih atmosferskih uvjeta. S gledišta performansi, najvažniji

čimbenik je nestandardna temperatura. S obzirom da se prilikom mjerenja temperature

slobodnog zraka javljaju mnoge pogreške, temperatura dobivena od meteorološke postaje

može biti zadovoljavajuda i ponekad točnija od one dobivene od zrakoplovnog instrumenta.

Od ostalih čimbenika, također su bitni nestandardna masa i utjecaj vertikalnog gradijenta

vjetra.

3.1. Sawtooth metoda ispitivanja

Sawtooth metoda jedna je od dvije metode određivanja brzine penjanja zrakoplova.

Ime je dobila prema barografskoj putanji koju dobijemo serijom kratkih, vremenskih

penjanja kroz pojas iste barometarske visine.

8

Slika 3.1. Sawtooth metoda ispitivanja [6]

Sawtooth metoda prikazana je na slici 3.1. za ispitnu visinu . Nadolazeda

penjanja i spuštanja stvaraju valovitu putanju leta koja nalikuje na zubac pile, i otuda naziv

metode. Metoda se još naziva i metodom parcijalnih penjanja jer su ispitivanja izvedena

samo u parcijalnim pojasima stvarnog penjanja u praksi. Potrebno je odabrati debljinu sloja

s ispitnom visinom u sredini sloja koja je prikazana kao crta-točka horizontalna linija.

Inkrement visine trebao bi biti takav da ga zrakoplov prijeđe u vremenu od oko jedne

minute. Dvije iscrtkane horizontalne linije i označuju donju i gornju granicu pojasa

ispitne visine . Nakon obavljenog ispitivanja pri određenoj brzini leta, zrakoplov se mora

spustiti ispod pojasa visine u kojem se ispitivanje provodi i postupak se ponavlja za drugu

brzinu leta. Sawtooth metoda može biti izvedena i za druge ispitne visine , , itd.

Varijacija brzine penjanja s brzinom zrakoplova na različitim visinama prikazana je na slici

3.2. Porastom visine smanjuje se brzina penjanja za istu brzinu leta zrakoplova.

9

Slika 3.2. Varijacija brzine penjanja s brzinom leta na različitim visinama [6]

Dakle, serija vremenskih penjanja izvodi se različitim brzinama zrakoplova od određene

točke ispod ispitne visine do određene točke iznad ispitne visine. Unaprijed određenim

brzinama zrakoplova u penjanju trebali bismo dobiti niz različitih brzina penjanja čijim

spajanjem dobijemo najvedu brzinu penjanja (Slika 3.3.). IAS ili Mahov broj moraju biti

održavani vrlo precizno (poželjno je čvor) da bismo dobili valjane rezultate.

Slika 3.3. Određivanje najvede brzine penjanja *9+

Penjanja se izvode pri istim postavkama snage i konfiguraciji zrakoplova. Zrakoplov

mora biti u konfiguraciji za penjanje prije ulaska u pojas visine u kojem se mjeri brzina

penjanja. Drugim riječima, kada zrakoplov uđe u pojas visine mjerenja mora imati

postavljenu snagu, konfiguraciju (podvozje, zakrilca) i brzinu leta. Na taj se način izbjegava

promjena parametara u samom pojasu ispitivanja. Trimanje zrakoplova mora biti izvedeno

10

samo između dva penjanja, nikako u samom penjanju. *6+ U trenutku ulaska u pojas

ispitivanja, počinje mjerenje vremena štopericom ili nekim drugim pomagalom. Mjerenje

vremena zaustavlja se u trenutku napuštanja gornje granice pojasa visine. Pritom je

potrebno zabilježiti i vrijeme u trenutku kada se zrakoplov nalazi u sredini pojasa, odnosno

kada se nalazi na samoj visini ispitivanja brzine penjanja. Na taj se način može točno odrediti

koliko je vremena zrakoplovu bilo potrebno da dostigne visinu ispitivanja od donje granice

pojasa, a isto tako koliko je vremena utrošeno na penjanje od ispitne visine do gornje granice

pojasa.

Prilikom leta u pojasu visine, potrebno je bilježiti i druge podatke važne za ispitivanje

brzine penjanja. Primjer sawtooth procedure prikazan je na slici 3.4.

Slika 3.4. Postupci i zabilježavanje podataka prilikom izvođenja sawtooth metode [11]

Da bi se podaci lakše i brže zabilježili te da bismo kasnije imali pregledniji uvid u

zabilježene podatke, poželjno je prethodno napraviti tablicu u koju de se kasnije upisivati

podaci, odnosno prvotni rezultati ispitivanja (Tablica 3.1). Tablica bi minimalno trebala

sadržavati:

1) visinu na kojoj se provodi ispitivanje (H)

2) brzinu leta u ispitivanju (v)

3) trenutno ukupno utrošeno vrijeme na ispitivanje ( )

4) vrijeme utrošeno na prijelaz pojasa ispitne visine ( 11, 12)

11 vrijeme utrošeno na penjanje od donje granice pojasa visine do ispitne visine

11

5) količinu goriva

6) vanjsku temperaturu (OAT13)

Tablica 3.1. Primjer izgleda tablice u koju se unose podaci tijekom ispitivanja

v

Gorivo

OAT

Izvor: [vlastiti izvor]

Osim tablice, poželjno je napraviti i graf ovisnosti vremena penjanja (brzine penjanja) o

brzini zrakoplova *10+ (Slika 3.5.). Crtanjem grafa u samom letu mogu se odmah uočiti

pogreške u ispitivanju (ukoliko postoje), odnosno valjanost rezultata. Ukoliko pojedini

dobiveni rezultati nisu valjani, potrebno je ponoviti dio ispitivanja kojim smo dobili određeni

rezultat za koji se ispostavilo da nije valjan. Primjerice, za određenu brzinu zrakoplova

očekujemo i određenu brzinu penjanja na odabranoj visini leta. Ukoliko brzina penjanja

dobivena ispitivanjem znatno odstupa od predviđene brzine penjanja, potrebno je ponoviti

ispitivanje za tu brzinu leta zrakoplova. Preporuča se da se ispitivanje ponovi dok se

zrakoplov nalazi na visini ispitivanja jer ukoliko se nevaljanost rezultata uoči naknadno (na

drugoj visini ispitivanja, nakon slijetanja i sl.), povedava se vrijeme utrošeno na ispitivanje što

povedava troškove ispitivanja, a u krajnjoj mjeri zahtijeva organizaciju novog leta i produžava

vrijeme potrebno da se dođe do krajnjih rezultata. Primjer ponovljenog ispitivanja pri

određenoj brzini leta prikazan je na slici 3.5, a odnosi se na točke 3 i 9.

12

vrijeme utrošeno na penjanje od ispitne visine do gornje granice pojasa visine 13 OAT – Outside Air Temperature

12

Slika 3.5. Izgled grafa nakon korekcije za masu u sawtooth metodi [11]

Na primjeru grafa vidi se kako se prolaskom vremena povedava brzina penjanja za istu

brzinu zrakoplova, a uslijed smanjenja ukupne mase goriva potrošnjom goriva. Upravo je

zato u točki 9 veda brzina penjanja od one u točki 3, iako se radi o istoj brzini leta.

Ispitivanje je potrebno provesti sa maksimalnom snagom pri približno minimalnoj i

maksimalnoj brzini leta. Prvo se provodi ispitivanje za dvije spomenute brzine, a nakon toga i

za ostale brzine leta. Na taj se način minimiziraju korekcije za masu (Slika 3.5.). Da bi rezultati

bili što vjerniji, ispitivanje je poželjno izvršiti sa što više brzina leta.

Podaci dobiveni sawtooth metodom pod utjecajem su promjene brzine i smjera vjetra.

Gradijent vertikalne brzine vjetra ne može biti zanemaren. Prema slici 3.6, pri konstantnoj

stvarnoj brzini zrakoplova (TAS14) Pitot-statički sustav „osjeda“ porast brzine vjetra kao

usporavanje. Ukoliko je vertikalni gradijent vjetra pozitivan, brzina penjanja raste. Obrnuto,

ako je vertikalni gradijent vjetra negativan, brzina penjanja pada. Međutim, ovu spoznaju je

teško iskoristiti. Određivanje gradijenta vjetra je vrlo teško i s obzirom da se konstantno

mijenja, matematička korekcija je nemoguda. Upravo zato cijelo bi ispitivanje trebalo biti

provedeno na što manjem geografskom području, odnosno u približno istoj zračnoj masi, da

bi se izbjegao utjecaj atmosferskih uvjeta koji mogu biti znatno različiti od mjesta do mjesta.

Gradijent vjetra ima zanemariv utjecaj ukoliko se pravac putanje zrakoplova u ispitivanju

nalazi pod kutem od približno 90° na smjer vjetra.

14 TAS – True Airspeed; brzina zrakoplova u odnosu na zračnu masu u kojoj leti

13

Slika 3.6. Utjecaj vertikalnog gradijenta vjetra na brzinu penjanja [11]

Kao što je prethodno rečeno, nakon provedenog ispitivanja potrebno je izvršiti

određene korekcije. Korekcije nisu potrebne, primjerice za nestandardne atmosferske

uvjete, ukoliko su podaci potrebni samo za određivanje brzine zrakoplova za najvedu brzinu

penjanja, uz uvjet da su za vrijeme cjelokupnog ispitivanja atmosferski uvjeti nepromjenjivi

(na primjer nepromjenjiva temperatura okolnog zraka).

3.2. Level acceleration metoda ispitivanja

Pojavom zrakoplova visokih performansi, envelopa performansi znatno se proširila

uvođenjem novih dodatnih područja istraživanja koja su od velikog značaja. Brzine

zrakoplova mogu biti supersonične i subsonične.

Održavanjem konstantne visine i snimanjem promjene stvarne brzine zrakoplova s

vremenom, indirektno se može izmjeriti višak raspoložive snage. Mjerenje je olakšano

pogodnim sredstvima za snimanje promjene brzine zrakoplova s vremenom. Zrakoplov se

ubrzava od približno minimalne brzine do maksimalne brzine u horizontalnom letu. Zadatak

pilota je da održava konstantnu visinu po tlaku. Ovisnost viška snage o brzini leta prikazana

je na slici 3.7. za različite visine. Višak snage znatno opada s porastom visine, a ujedno je

različit za različite brzine leta.

14

Slika 3.7. Ovisnost viška snage o brzini i visini leta *11]

Kao i kod sawtooth metode i u ovoj je metodi potrebno koristiti brzine zrakoplova u što

vedem rasponu. Zrakoplov se „trima“ za neku srednju brzinu između minimalne i

maksimalne, i ta se postavka više ne mijenja. Posebno osjetljiv dio ubrzavanja javlja se pri

brzinama oko Mahovog broja Ma = 1 kada na Pitot-statički sustav utječu udarni valovi.

Kako je istodobno potrebno očitati više podataka i s obzirom na činjenicu da su točke

očitanja podataka odvojene samo nekoliko sekundi, potreban je DAS15. Primarni parametri

su IAS i vrijeme. Također, potrebno je zabilježiti i potrošnju goriva, vanjsku temperaturu

zraka, te visinu na kojoj se ispitivanje provodi.

3.2.1. Pripreme prije leta

Kao i kod sawtooth metode, poželjno je prethodno napraviti tablicu u koju de se unositi

podaci tijekom ispitivanja. Tablica prema *10+ treba sadržavati:

1) redni broj izvođenja

2) visinu

3) postavku snage

4) RPM16

5) vrijeme (doba) dana

6) početno i krajnje vrijeme ispitivanja

7) početnu i krajnju količinu goriva

15

DAS – Data Acquisition System; sustav za prikupljanje podataka 16 RPM – Rotation per minute; broj okretaja u minuti

15

Tijekom ispitivanja vrlo je bitno da pilot zrakoplova održava približno horizontalan let,

bez penjanja i spuštanja. Najveda prednost ove metode je što je primjenjiva i za nadzvučne

brzine leta. Također, metoda zahtijeva manje uloženog vremena na ispitivanje od sawtooth

metode. Međutim, postoje i nedostaci; potreban je uređaj koji de bilježiti podatke jer je

čovjeku nemogude dovoljno točno zabilježiti iste zbog brzine promjene podataka, odnosno

zbog brzine odvijanja samog ispitivanja. Zbog velike mogudnosti raspršivanja podataka,

odnosno zbog velike mogudnosti pogreške, ispitivanje je na određenoj visini potrebno izvršiti

minimalno dva puta. Što se izvrši vedi broj ispitivanja, to de krivulja biti preciznije definirana.

Stoga se ponekad ispitivanje ponavlja i desetak puta.

3.2.2. Provjera metode u penjanju

Provjera metode u penjanju izvodi se radi ocjene performansi zrakoplova u penjanju

pri specifičnoj konfiguraciji. Tri su glavna područja ispitivanja:

1) vrijeme penjanja

2) prijeđena udaljenost

3) iskorišteno gorivo

Podaci mogu biti prikupljeni različitim motorskim parametrima kao što su brzina

motora, EGT17, EPR18 itd. Ovi parametri su korisni analitičarima jer služe kao pokazatelji

učinkovitosti rada motora. Međutim, sporedni su za prethodno navedena tri glavna područja

ispitivanja.

Prilikom izvođenja metode, zrakoplov se mora popeti sve do maksimalnog vrhunca leta

pri čemu pilot zrakoplova mora konstantno i precizno održavati prethodno određene

postavke iz plana penjanja. Plan penjanja može biti plan predložen od strane proizvođača ili

neki drugi plan predložen od strane u čijem je interesu ispitivanje performansi u penjanju.

Podaci bi trebali biti zabilježeni pri približno jednakim inkrementima visine, a trebali bi

uključivati vrijeme, brzinu, iskorišteno gorivo, temperaturu i bilo koji drugi parametar bitan

ispitivaču.

Tablica podataka ima dvije svrhe; služi pilotu kao podsjetnik brzina koje treba održavati

u penjanju i korisna je za bilježenje podataka u koje de ispitivač kasnije imati pregledan uvid.

17

EGT – Exhaust Gas Temperature; temperatura ispušnih plinova 18 EPR – Engine Pressure Ratio; omjer totalnih tlakova na ispuhu i uvodniku

16

Prvi dio tablice podataka služi za bilježenje iskorištenog goriva za pokretanje motora,

kretanje zrakoplova na voznim stazama te za ubrzavanje od otpuštanja kočnica na uzlijetanju

do visine na kojoj počinje provedba metode isptivanja u penjanju (Tablica 3.2.).

Brzine koje treba održavati u penjanju trebalo bi prilagoditi zbog pogreške

instrumenata i pogreške smještaja brzinomjera i visinomjera. Prikladno je ispitivanje

provoditi na visinama svakih 2000 – 2500 stopa s obzirom da se brzina penjanja smanjuje s

porastom visine. [10]

Tablica 3.2. Primjer tablice podataka

Izvor: [10]

Najteži korak u prikupljanju podataka često je potraga za područjem zadovoljavajudih

meteoroloških uvjeta. Najpogodnije područje je ono mirne atmosfere bez turbulencija, sa

slabim vjetrom i stabilnim temperaturnim gradijentom od same površine terena do

maksimalnog plafona leta. Prije leta bi trebalo poslati meteorološki balon radi dobivanja

17

podataka o vjetru i temperaturi. U odabranom području u kojem de se provesti ispitivanje,

let bi se trebao odvijati u smjeru približno okomitom na smjer vjetra.

S obzirom da su ukupna masa zrakoplova i gustoda goriva izuzetno bitni, zrakoplov bi

trebalo izvagati neposredno prije uzlijetanja. U svakom slučaju, potrebno je uzeti uzorke

goriva iz rezervoara radi prikupljanja podataka o temperaturi i gustodi goriva.

Podaci o iskorištenom gorivu i vremenu utrošenom na vožnju, uzlijetanje i ubrzavanje

do visine na kojoj počinje provođenje metode ispitivanja trebaju biti prikupljeni kad god to

uvjeti dopuštaju. Kada pilot zrakoplova nakon uzlijetanja postavi željenu konfiguraciju i

parametre, obično se preporuča prekid snimanja podataka i njihovo ponovo bilježenje s

početkom metode ispitivanja. Na taj način štedi se memorija uređaja korištenog za snimanje

podataka.

Dvije su osnovne metode koje se koriste za uvođenje zrakoplova u ispitno penjanje,

odnosno penjanje u kojem se ispituje brzina penjanja. U oba slučaja, prvi korak je isti i odnosi

se na prevođenje zrakoplova u horizontalni let nakon uzlijetanja i početnog penjanja.

Zrakoplov bi trebao biti preveden u horizontalni let na što nižoj visini i u pravcu uzlijetanja, a

u skladu sa sigurnosnim pravilima. Ukoliko se za bilježenje podataka koristi DAS, on bi trebao

biti uključen i pokrenut prije prevođenja zrakoplova iz horizontalnog leta u ispitno penjanje.

Ukoliko se koristi neki od sustava koji ne mogu biti pokretani neprekidno, potrebno je

uzimati očitanja podataka barem svakih 500 stopa.

Koja de se metoda prevođenja zrakoplova u penjanje koristiti, ovisi o tome koliku

brzinu penjanja očekujemo.

Ukoliko se očekuje velika brzina penjanja, nakon stabiliziranja zrakoplova u

horizontalnom letu pri parcijalnoj snazi (manjoj od predviđene za penjanje) i određenoj

brzini leta manjoj od predviđene za penjanje, zrakoplov je potrebno istrimati za hands-off19

let. Pojam hands-off označava let u određenom položaju20 zrakoplova bez upotrebe ruku na

upravljaču, odnosno bez upotrebe vlastite sile na upravljaču. Drugim riječima, upravljač je

trimanjem fiksiran u određenom položaju koji nam omoguduje da zrakoplov održava željeni

položaj. Kada su završene sve potrebne pripreme i pokrenut uređaj za snimanje, dodaje se

snaga i u trenutku kada je postignuta brzina leta koju je potrebno održavati u ispitnom

penjanju, zrakoplov se prevodi u penjanje.

19

hands-off engl. bez ruku 20 horizontalan let, spuštanje ili penjanje točno definiranom brzinom spuštanja penjanja

18

Ukoliko se očekuje mala brzina penjanja, zrakoplov je potrebno stabilizirati u

horizontalnom letu 1000 stopa ispod ispitne visine. [10] U horizontalnom letu pilot

zrakoplova održava brzinu leta koju de imati u ispitnom penjanju. Kada su završene sve

pripreme i zrakoplov je istriman, počinje lagano dodavanje snage. Laganim dodavanjem

snage zrakoplov se istovremeno prevodi u penjanje zadržavajudi istu brzinu leta. Nakon

postizanja željene snage, pilot prestaje s povlačenjem upravljača prema sebi čime se

zaustavlja povedanje kuta penjanja koje bi dovelo do pada brzine leta, odnosno promjene

brzine.

Tijekom penjanja zrakoplov bi konstantno trebao biti istriman za hands-off let. Brzina

zrakoplova ne bi smjela odstupati više od pola čvora od zadane brzine.

Za vrijeme penjanja, utjecaji gradijenta vjetra (smicanje vjetra) pojavit de se kao

iznenadna promjena brzine zrakoplova. Dakle, ukoliko dođe do promjene brzine zrakoplova,

potrebno je izvršiti malu i trenutnu ispravku položaja zrakoplova.

Nakon završetka penjanja, potrebno je ugasiti sustav za snimanje podataka i zabilježiti

bitne stavke poput doba dana.

Pošto level acceleration metoda nije od interesa za naše ispitivanje, na nju se više

nedemo vradati. Metoda koja de se koristiti u našem ispitivanju jest sawtooth metoda, a o

njoj de više riječi biti u idudim poglavljima.

19

4. Tehničke i eksploatacijske karakteristike zrakoplova

Cessna 172N

Zrakoplov Cessna 172 je jednomotorni zrakoplov, visokokrilac, četverosjed i opremljen

tricikl podvozjem. Prvi let ovog zrakoplova zabilježen je 1955. godine i još se proizvodi, te

zauzima prvo mjesto prema broju proizvedenih primjeraka.

Prema dugovječnosti i popularnosti, Cessna 172 je najuspješniji masovno proizveden

laki zrakoplov u povijesti zrakoplovstva. Najviše se koristi za školovanje pilota, a zanimljivo je

da postoji i vojna verzija Cessna T-41 Mescalero [12].

U ovom poglavlju ukratko de biti objašnjeni pojedini zrakoplovni sustavi najbitniji za

provedeno ispitivanje određivanja brzine penjanja.

4.1. Upravljanje motorom

Zrakoplov C172N pokretan je četverocilindričnim zrakom hlađenim bokser motorom.

Model motora O-320-H2AD proizvod je tvrtke Lycoming, a može razviti snagu od 160

konjskih snaga pri 2700 okretaja u minuti. Propeler je opremljen s dva kraka nepromjenjivog

koraka promjera 75 in [8].

Snagom motora upravlja se ručicom snage smještenom na donjem centralnom dijelu

instrumentalne ploče. Snagom se rukuje na konvencionalan način; u krajnjoj prednjoj poziciji

snaga je maksimalna, dok je u krajnjoj stražnjoj poziciji snaga u potpunosti oduzeta. Desno

od ručice snage smještena je ručica smjese, crvene boje. Bogatstvo smjese povedavamo

guranjem ručice prema naprijed, a smanjujemo povlačenjem unazad. U krajnjem stražnjem

položaju nalazi se idle cut-off21 pozicija. Na vrhu ručice nalazi se gumb čijim se pritiskom

smanjuje otpor pri guranju ručice. Gumb se koristi pri vedim podešenjima bogatstva smjese.

Pri manjim podešenjima, ako se želi povedati bogatstvo smjese, gumb se okrede u smjeru

kazaljke na satu, a ako želimo smanjiti bogatstvo smjese suprotno od smjera kazaljke na

satu. Lijevo od ručice snage nalazi se ručica grijanja rasplinjača, a njenim povlačenjem prema

21 idle cut-off – pojam koji označava gašenje motora zrakoplova

20

sebi započinje grijanje rasplinjača. Grijanje rasplinjača koristi se u uvjetima mogudeg

zaleđivanja rasplinjača. Prikaz svih ručica za upravljanje motorom nalazi se na slici 4.1.

Slika 4.1. učice snage, smjese i grijanja karburatora [vlastiti izvor]

Pri određivanju brzine penjanja koristi se maksimalna snaga, bez grijanja rasplinjača

kako ne bi došlo do smanjenja broja okretaja u minuti. Iskustvo pokazuje da grijanje

rasplinjača smanjuje broj okretaja za 100-225 RPM22. Smjesu je potrebno linovati23 ručicom

smjese.

22

RPM – Rotation per minute; okretaja u minuti 23

linovanje smjese – postupak smanjenja ili povedanja bogatstva smjese goriva i zraka radi optimalne potrošnje goriva i optimalnog rada motora zrakoplova

21

4.2. Sustav upravljanja zrakoplovom

Sustav upravljanja zrakoplovom sastoji se od konvencionalnih upravljačkih površina:

krilca, kormilo smjera i kormilo visine. Upravljačkim površinama upravlja se ručno pomodu

mehaničke veze korištenjem upravljačkog volana za krilca i kormilo visine, dok se za

upravljanje kormilom smjera koriste pedale.

Za ovo ispitivanje posebno zanimanje predstavlja ručno upravljan sustav trimanja kormila

visine (Slika 4.2.). Trimanje kormila visine ostvaruje se preko pločice trimera kormila visine24

korištenjem vertikalno postavljenog kotača trimera. Pločica trimera je mala pokretna

površina u sklopu izlazne ivice kormila visine. Služi za suprotstavljanje aerodinamičkim silama

kako bi zrakoplov ostao u željenom položaju tako da pilot ne mora konstantno primjenjivati

vlastitu silu da bi zadržao zrakoplov u određenom položaju. To se postiže podešavanjem kuta

pločice trimera u odnosu na vedu površinu kormila visine. Podešavanje kuta pločice

postižemo rotacijom kotača trimera, pri čemu se rotacijom kotača trimera prema naprijed

(gore) popušta sila na upravljaču i nos zrakoplova se spušta. Obrnuto, rotacijom kotača

unatrag (dolje), upravljač se primide pilotu i nos zrakoplova se podiže.

Svrha korištenja trimera tijekom ispitivanja brzine penjanja biti de objašnjena u nekom

od idudih poglavlja.

24 trim tab

22

Slika 4.2. Sustav trimanja kormila visine [8]

4.3. Instrumentalna ploča zrakoplova C 172N

Kako u samom letu tako i u ispitivanju, bitno je poznavanje rasporeda instrumenata na

instrumentalnoj ploči da bi mogli pravovremeno reagirati i kako bi se potrebni podaci

pravovremeno i precizno zabilježili. Izgled instrumentalne ploče našeg zrakoplova prikazan je

na slici 4.3.

Instrumentalna ploča je dizajnirana oko konfiguracije osnovnog „T“25. Indikator smjera i

umjetni horizont smješteni su odmah ispred pilota, pri čemu se umjetni horizont nalazi iznad

indikatora smjera. Brzinomjer i visinomjer smješteni su lijevo, odnosno desno od umjetnog

horizonta. Jedan od bitnijih instrumenata pri određivanju brzine penjanja jest variometar,

instrument koji služi kao indikator brzine penjanja i spuštanja. Lijevo od brzinomjera nalazi se

štoperica pomodu koje možemo mjeriti vrijeme penjanja koje je također vrlo bitno za izračun

brzine penjanja.

25

Basic “T“ engl. osnovni „T“; sastoji se od četiri osnovna instrumenta svakog zrakoplova, a njihov je raspored strogo definiran i čini oblik slova T

23

Ostali instrumenti i prekidači od manjeg su značaja za samo ispitivanje brzine penjanja, stoga

o njihovoj poziciji unutar instrumentalne ploče nede biti riječi.

Slika 4.3. Instrumentalna ploča [vlastiti izvor]

24

4.4. Osnovne karakteristike zrakoplova C 172N

kapacitet sjedala – 4

ukupna dužina – 8,2 m

visina – 2,68 m

raspon krila – 10,97 m

površina krila – 16,16 m2

broj motora – 1

snaga motora – 160 HP pri 2700 RPM

maksimalni broj okretaja motora – 2700 RPM

kapacitet rezervoara – 43 galona, od toga iskoristivo – 40 galona

oktanska vrijednost goriva – 100LL (plavo)

osnovna masa praznog zrakoplova – 1419 lbs (1508 lbs26)

maksimalna masa pri polijetanju i slijetanju – 2300 lbs

maksimalni korisni teret – 881 lbs (792 lbs27)

potrebna duljina staze za zatrčavanje28 – 1075 ft (cca 330 m)

potrebna duljina za slijetanje29 – 590 ft (cca 180 m)

maksimalna demonstrirana bočna komponenta vjetra – 15 čvorova

maksimalna leđna komponenta vjetra pri slijetanju – 10 čvorova

brzina za najbolji kut penjanja na razini mora – 59 KIAS30

brzina za najbolju brzinu penjanja na razini mora – 73 KIAS

brzina sloma uzgona – 42-4731 KIAS [8]

26 vrijedi za zrakoplov korišten u ispitivanju, registarske oznake 9A-DAS 27 vrijedi za zrakoplov korišten u ispitivanju, registarske oznake 9A-DAS 28 na 2000 ft pri vanjskoj temperaturi zraka 30°C 29 na 2000 ft pri vanjskoj temperaturi zraka 30°C; nije uračunata udaljenost potrebna za nadvišenje prepreke od 50 ft 30

KIAS – Knots Indicated Airspeed; indicirana brzina izražena u čvorovima 31 u čistoj konfiguraciji pri maksimalnoj masi; ovisi o položaju centra težišta

25

5. Određivanje polare penjanja ispitivanjem u letu

Za određivanje brzine penjanja na avionu Cessna 172N primjenjena je sawtooth

metoda s obzirom da je prikladna za zrakoplove nižih performansi te zahtijeva primjenu

osnovnih instrumenata. [6]

Prije provedbe odabrane metode napravljen je plan brzina i visina. Odabrane visine

ispitivanja brzine penjanja su 2000 ft, 4000 ft i 8000 ft. Prvotno je bilo zamišljeno da se

ispitivanje provede na visini što bliže razini mora, na visini blizu vrhunca leta od oko 12000 ft,

te na određenoj visini između dviju navedenih. Međutim, zbog sigurnosnih potreba

nadvišenja terena od minimalno 1000 ft, odlučeno je da de najniža visina ispitivanja biti ona

od 2000 ft. Također, radi uštede vremena, odlučeno je da se ispitivanje nede provesti na

visini vrhunca leta, ved da de maksimalna visina biti ona od 8000 ft. Na svakoj od tri ispitne

visine ispitivala se brzina penjanja pri određenim brzinama leta, a to su: 55, 60, 65 i 85 KIAS

te brzina 32. Brzina sloma uzgona ovisi o masi zrakoplova, stupnju zakrilaca, nagibu

zrakoplova i o položaju centra težišta. Za maksimalnu masu zrakoplova s podignutim

zakrilcima u horizontalnom pravocrtnom letu, brzina sloma uzgona iznosi između 42 i 47

KIAS, ovisno o položaju centra težišta. *8+ Stoga je odlučeno da de minimalna brzina leta

prilikom ispitivanja biti 55 KIAS. Brzina od 60 KIAS otprilike odgovara brzini 33, koja ovisno

o visini leta iznosi između 59 i 61 KIAS. Brzina također je različita za različite visine leta.

Tako je, primjerice, na razini mora pri standardnim atmosferskim uvjetima njen iznos 73

KIAS, dok na 12000 ft iznosi 67 KIAS. [8]

Ispitivanje je provedeno u 2 navrata, krajem listopada 2010. godine i krajem svibnja

2011.

32

brzina leta kojom ostvarujemo najvedu brzinu penjanja, odnosno ostvarujemo najvedi dobitak na visini u jedinici vremena 33 brzina leta kojom ostvarujemo najvedi dobitak na visini s obzirom na prijeđenu horizontalnu udaljenost

26

5.1. Prvi pokušaj ispitivanja u letu

Prvo ispitivanje provedeno je na području središnje i sjeverne Hrvatske, od Zaprešida u

smjeru Novog Marofa te od N. Marofa u smjeru Kašine. Podaci zabilježeni tog dana dani su u

tablicama 5.1, 5.2. i 5.3.

Tablica 5.1. Zabilježeni podaci prvog ispitivanja za ispitnu visinu 2000 ft

= 2000 ft

v 55 60 65 72 85

16:30 20:55 23:25 26:00 26:50

ROC 450-500 700-1200 500 650 650

20 24 29 22 21

49 50 55 39 34

OAT 5 4 4 4 4

RPM ? ? 2400 2500 2500

Izvor: [vlastiti izvor]

gdje je:

v – brzina leta za koju se provodi ispitivanje brzine penjanja [kt]

– vrijeme proteklo od paljenja motora do trenutka prelaska visine 2000 ft pri

zadanoj brzini leta [min:s]

ROC – brzina penjanja zabilježena u trenutku prelaska visine 2000 ft (u pojedinim

slučajevima brzina penjanja zabilježena u cijelom pojasu ispitivanja) *ft min+

– vrijeme penjanja od visine 1800 ft do visine 2000 ft [s]

( ) – ukupno vrijeme penjanja u ispitnom pojasu [s]

OAT – vanjska temperatura okolnog zraka *°C+

RPM – broj okretaja motora u trenutku prelaska visine 2000 ft [o/min]

27

Tablica 5.2. Zabilježeni podaci prvog ispitivanja za ispitnu visinu 4000 ft

= 4000 ft

v 55 60 65 71 85

30:45 34:00 35:20 37:30 39:20

ROC 550 550 550 400-500 650-700

44 33 24 21 40

63 59 56 52 59

OAT -1 -1 -1 -1 -1

RPM 2400 2400 2400 ? 2500

Izvor: [vlastiti izvor]

Tablica 5.3. Zabilježeni podaci prvog ispitivanja za ispitnu visinu 8000 ft

= 8000 ft

v 55 60 65 69 85

48:30 50:30 52:00 53:45 57:30

ROC 400-450 470-500 570-600 450-500 400

27 24 21 26 32

57 51 44 52 81

OAT -2 -1 -1 -3 -4

RPM 2400 2400 2450 2450 ?

Izvor: [vlastiti izvor]

U danim tablicama mogu se uočiti razna odstupanja i nepravilnosti pri bilježenju

podataka tijekom ispitivanja. Brzinu penjanja potrebno je zabilježiti u trenutku prelaska

ispitne visine. Zbog turbulentnog vremena bilo je nemogude održavati željenu brzinu leta pa

je stoga i brzina penjanja varirala. Osim toga, prisutno je bilo i smicanje vjetra što je također

za posljedicu imalo nestalnu brzinu penjanja. Upravo zbog navedenih razloga pri pojedinim

brzinama leta zabilježena je varijacija brzine penjanja u cijelom pojasu ispitivanja. Tako je,

primjerice, u pojasu 1800-2200 ft pri brzini leta od 60 KIAS variometar pokazivao vrijednosti

između 700 ft min i 1200 ft min.

Mogu se uočiti odstupanja pri mjerenju vremena penjanja u ispitnom pojasu visine.

Primjerice, za pojas visine 1800-2200 ft pri brzini 85 KIAS zabilježeno je da vrijeme penjanja

od 1800 ft do 2000 ft iznosi 21 sekundu, dok za cijeli pojas visine iznosi 34 sekunde. Iz toga se

28

može zaključiti da je za prvih 200 ft pojasa visine utrošena 21 sekunda, a za drugih 200 ft 13

sekundi. Rezultat dobiven za prvih 200 ft trebao bi biti otprilike jednak i za preostalih 200 ft.

Eventualno može postojati minimalna razlika u vremenu penjanja (uglavnom manje od

sekunde), ali ona se onda očituje u vedem vremenu penjanja za posljednjih 200 ft s obzirom

da je na vedim visinama manja brzina penjanja. Dakle, u ovom slučaju, osim što je prevelika

razlika u vremenu penjanja za početnih i završnih 200 ft, može se uočiti da je manje vremena

utrošeno za posljednjih 200 ft što u idealnim uvjetima nije mogude.

Nadalje, u tablici 5.1. najmanje je vremena utrošeno pri brzini 85 KIAS što znači da je to

brzina pri kojoj se ostvaruje maksimalna brzina penjanja.

Ako se usporede sve tri tablice, primjeduje se da je na 8000 ft pri određenim brzinama

leta zabilježena veda brzina penjanja nego pri istoj brzini leta na nižim visinama. Dakako,

činjenica je da je najveda brzina penjanja na razini mora, dok se s porastom visine ona

smanjuje.

S obzirom da rezultati dobiveni prvim ispitivanjem nisu relevantni, u tablici 5.4.

prikazani su samo krajnji rezultati dobiveni nakon izvršenih svih potrebnih korekcija, a

grafički je prikazano na grafu 5.1.

Tablica 5.4. Krajnji rezultati prvog ispitivanja

2000 ft 4000 ft 8000 ft

IAS ROC IAS ROC IAS ROC

55 441 55 338 55 381

60 430 60 361 60 427

65 391 65 380 65 495

72 551 71 409 69 415

85 632 85 361 85 265

Izvor: [vlastiti izvor]

29

Graf 5.1. Prikaz brzina penjanja za provedeno prvo ispitivanje u ovisnosti o brzini leta

Izvor: [vlastiti izvor]

Potpuni izračun sa svim potrebnim korekcijama bit de prikazan za drugo provedeno

ispitivanje.

5.2. Drugi pokušaj ispitivanja u letu

Poučeni vlastitim pogreškama tijekom izvedbe prvog ispitivanja, maksimalno se

nastojalo izbjedi iste u drugom ispitivanju. Najvedi problem u prvom ispitivanju stvarali su jak

vjetar i turbulencija. Na području na kojem je provedeno prvo ispitivanje bila je prisutna

umjerena turbulencija, dok je prognostička brzina vjetra iznosila 15-20 kt. Pritom je na

pojedinim dijelovima rute prognostički vjetar imao čistu čeonu komponentu što nije u skladu

sa zahtjevima metode ispitivanja prema kojoj bi smjer vjetra trebao biti što je više mogude

0

100

200

300

400

500

600

700

55 60 65 Vy 85

RO

C[f

t/m

in]

KIAS

P.A. 2000 ft

P.A. 4000 ft

P.A. 8000 ft

30

okomit na putanju zrakoplova zbog utjecaja vertikalnog gradijenta vjetra. *9+ Određivanje

gradijenta vjetra je vrlo teško i s obzirom da se konstantno mijenja, matematička korekcija je

nemoguda. Upravo bi zato cijelo ispitivanje trebalo biti provedeno na što manjem

geografskom području, odnosno u približno istoj zračnoj masi, da bi se izbjegao utjecaj

atmosferskih uvjeta koji mogu biti znatno različiti od mjesta do mjesta. Gradijent vjetra ima

zanemariv utjecaj ukoliko se pravac putanje zrakoplova nalazi pod kutem od približno 90° na

smjer vjetra. [9]

Zbog prisutnosti umjerene turbulencije bilo je nemogude održavati zadanu brzinu leta

pa je stoga variralo i pokazivanje variometra koji prikazuje brzinu penjanja.

Također, prilikom prvog ispitivanja nije se vodilo previše računa o odabiru terena na

kojem de se ispitivanje provesti pa je tako glavnina ispitivanja provedena iznad brežuljkastog

krajolika u blizini obronaka planina Medvednice, Ivanščice i Kalničkog gorja. Činjenica je da je

mogudnost pojave smicanja vjetra i planinskih valova veda iznad brdovitog područja što

svakako ima nepovoljan utjecaj na ispitivanje.

5.2.1. Provođenje i ocjena ispitivanja u letu

Prilikom ispitivanja potrebno je zadovoljiti veliki broj čimbenika koji utječu na

uspješnost provedenog ispitivanja. Tijekom pripreme drugog ispitivanja najviše je pažnje bilo

posvedeno da se odabere dan kada de atmosfera biti stabilna, bez turbulencija, bez oblaka ili

eventualno s malom količinom oblačnosti te sa slabim vjetrom. Upravo je zbog toga između

prvog i drugog ispitivanja proteklo sedam mjeseci.

Posvedeno je više pažnje i odabiru terena iznad kojeg de se provesti ispitivanje. Teren

se morao nalaziti u bližoj okolici Zračne luke Zagreb – Pleso radi uštede vremena. Pritom je

bilo potrebno odabrati ravan teren, a da pritom ruta bude u smjeru okomitom na smjer

vjetra i da se izbjegne ometanje odvijanja ostatka prometa u zračnom prostoru. Po dolasku

na Pleso kontaktiran je dežurni sinoptičar čija je prognoza vjetra bila sljededa:

- do 5000 ft vjetar iz 160° brzine do 5 kt

- iznad 5000 ft vjetar iz 220° brzine do 10 kt

U dogovoru s kontrolom leta odobren je let u smjeru Bjelovara i natrag prema Plesu sa

stvarnim kursom oko 070°, odnosno 250° po povratku. Time je zadovoljen velik broj

čimbenika, a između ostalog:

31

- ravan teren s prosječnom nadmorskom visinom oko 400 ft

- teren na užem geografskom području dovoljno udaljen od svih okolnih

planina

- smjer vjetra okomit na putanju zrakoplova tijekom vedeg dijela ispitivanja

Da bi se smanjila mogudnost turbulencije, termike i jakog vjetra, ispitivanje je poželjno

napraviti nodu, odnosno rano ujutro ili predvečer kada je atmosfera najstabilnija i kada je

uzdizanje toplog zraka, koji također ima vrlo velik utjecaj na brzinu penjanja, svedeno na

minimum. Stoga je odlučeno da de se ispitivanje provesti u ranim jutarnjim satima i samim

time je polijetanje predviđeno oko 7:30 po lokalnom vremenu.

Tijekom drugog ispitivanja uzet je vedi inkrement visine pa se sa stabilizacijom brzine

leta počelo 500 ft ispod ispitne visine, odnosno 300 ft ispod ispitnog pojasa. Prije letenja

pripremljeni su grafovi ovisnosti vremena penjanja o brzini zrakoplova. Crtanjem grafa u

samom letu mogu se uočiti eventualne pogreške u ispitivanju. Prilikom ispitivanja brzine

penjanja na visini po tlaku od 8000 ft i pri brzini 60 KIAS, posumnjalo se u nevjerodostojnost

rezultata. Stoga je ispitivanje za danu visinu i brzinu leta ponovljeno i rezultat je bio potpuno

isti pa je odlučeno da je rezultat ipak valjan. Dakle, ukoliko se uoči ili posumnja u nevaljanost

pojedinog rezultata, poželjno je ponoviti taj dio ispitivanja.

5.2.2. Poslijeletna analiza i ocjena dobivenih podataka

Uvjeti ispitivanja bili su vrlo zadovoljavajudi. Međutim, valja napomenuti da je

nemogude ostvariti savršene uvjete ispitivanja zbog velikog broja čimbenika koji utječu na

samo ispitivanje, od različitih atmosferskih uvjeta na različitim visinama leta do organizacije

leta s kontrolom leta. Čak i odlična priprema i organizacija leta ne obedavaju da de se sve

odvijati kako je i predviđeno zbog promjenjivosti atmosferskih uvjeta, mogudnosti pogreške

u prognozi vremena te zbog stvarne organizacije prometa u zračnom prostoru u danom

trenutku. Dakle, postoji niz čimbenika koji mogu znatno utjecati na ispitivanje, a isti su vrlo

podložni promjenama i često su nepredvidljivi.

U tablicama 5.5, 5.6. i 5.7. prikazani su podaci zabilježeni tijekom drugog ispitivanja.

32

Tablica 5.5. Zabilježeni podaci drugog ispitivanja za ispitnu visinu 2000 ft

= 2000 ft

v 55 60 65 72 85

14:25 17:15 19:00 20:25 22:20

22 20 19 20 22

44 40 38 39 43

ROC 600 650 700 700 600

OAT 19 19 19 19 20

RPM 2500 2450 2480 2500 2550

KIAS 55 60 65 73 85

Izvor: [vlastiti izvor]

gdje je:

v – brzina leta za koju se provodi ispitivanje brzine penjanja [kt]

– vrijeme proteklo od paljenja motora do trenutka prelaska visine 2000 ft pri

zadanoj brzini leta [min:s]

– vrijeme penjanja od visine 1800 ft do visine 2000 ft [s]

( ) – ukupno vrijeme penjanja u ispitnom pojasu [s]

ROC – brzina penjanja zabilježena u trenutku prelaska visine 2000 ft

OAT – vanjska temperatura okolnog zraka *°C+

RPM – broj okretaja motora u trenutku prelaska visine 2000 ft [o/min]

KIAS – indicirana brzina leta zabilježena tijekom ispitivanja *kt+

Iz tablice 5.5. može se zaključiti da je vrijeme proteklo za prvih 200 ft pojasa ispitne

visine jednako vremenu utrošenom na penjanje za preostalih 200 ft, s odstupanjem od jedne

sekunde u pojedinim slučajevima. Planirana brzina leta održavana je precizno, a jedino je

odstupanje prisutno kod brzine v 72 kt pri čemu je prilikom ispitivanja održavana brzina od

73 kt što ne predstavlja veliko odstupanje.

33

Tablica 5.6. Zabilježeni podaci drugog ispitivanja za ispitnu visinu 4000 ft

= 4000 ft

v 55 60 65 71 85

26:30 29:05 31:25 33:50 36:30

26 23 21 21 30

51 46 43 42 61

ROC 500 620 580 600 450

OAT 17 17 16 16 16

RPM 2450 2450 2500 2500 2600

KIAS 55 60 65 71 85

Izvor: [vlastiti izvor]

Prema podacima zabilježenima u letu za ispitnu visinu 4000 ft, može se zaključiti da su

rezultati jednako zadovoljavajudi kao i za ispitivanje provedeno na 2000 ft.

Tablica 5.7. Zabilježeni podaci drugog ispitivanja za ispitnu visinu 8000 ft

= 8000 ft

v 55 60 65 69 85

46:13 52:00 54:50 57:45 61:05

38 29 34 31 46

83 65 67 67 108

ROC 300 320 350 350 250

OAT (°C) 8 8 8 8 8

RPM 2400 2450 2480 2500 2600

KIAS 55 60 65 67 85

Izvor: [vlastiti izvor]

Za ispitne visine 2000 ft i 4000 ft let se odvijao u smjeru oko 070° uz prognostički smjer

vjetra iz 160° brzine do 5 kt. Dakle, smjer vjetra je bio okomit na putanju zrakoplova kako

zahtijeva i metoda ispitivanja. Atmosferski uvjeti bili su vrlo dobri, vedro nebo, bez

turbulencije i let se odvijao na užem geografskom području iznad relativno ravnog terena

udaljenog od okolnih planina.

Uvjeti leta na 8000 ft bili su identični, osim u slučaju vjetra. Prema prognozi dežurnog

sinoptičara, vjetar je puhao iz smjera jugozapada brzine do 10 kt. S početkom ispitivanja

brzine penjanja na 8000 ft, kontrola leta je zatražila skretanje u južne smjerove da bismo se

udaljili od zračne luke Pleso i kako ne bismo ugrozili promet koji se u to vrijeme odvijao.

34

Stoga je smjer leta varirao između 180° i 210°, a prema prognostičkom vjetru zrakoplov je u

tom smjeru imao čeonu komponentu vjetra što nije u skladu s preporučenim uvjetima

ispitivanja.

Rezultati dobiveni prilikom drugog provedenog ispitivanja na 8000 ft znatno su bolji

nego oni dobiveni u prvom ispitivanju. Međutim, ono što se može uočiti jest da postoje

relativno velika odstupanja u vremenu utrošenom na penjanje za prvih i posljednjih 200 ft

ispitnog pojasa visine (Tablica 5.7). Ta razlika iznosi 5-7 sekundi za brzine leta 55, 60 i 69

KIAS, uz napomenu da je umjesto brzine 69 KIAS održavana brzina 67 KIAS. Vedina literature

navodi da se tolerira odstupanje od 1 kt od željene brzine leta. Međutim, u pojedinoj

literaturi navodi se i tolerancija od 2 kt. Razlika u vremenu najveda je pri brzini leta 85 KIAS,

a iznosi čak 16 sekundi razlike između prvih i posljednjih 200 ft visine. Najmanja je razlika

zabilježena pri brzini 65 KIAS, a iznosi samo 1 sekundu (Tablica 5.8).

Tablica 5.8. azlika u vremenu penjanja između prvih i posljednjih 200 ft ispitnog pojasa

visine

38 29 34 31 46

45 36 33 36 62

razlika [s] 7 7 1 5 16

83 65 67 67 108

Izvor: [vlastiti izvor]

Prema podacima zabilježenima u letu na 8000 ft, teško je redi koliko su ti podaci

zadovoljavajudi. Valjanost rezultata utvrdit de se nakon izvršenih svih potrebnih korekcija.

Međutim, ved se sada može zaključiti da je prilikom ispitivanja na visini 8000 ft došlo do

pojedinih odstupanja, a pretpostavka je da je to posljedica utjecaja gradijenta vjetra s

obzirom da smjer vjetra nije bio okomit na putanju zrakoplova.

35

6. Korekcija i validacija podataka pomodu Pilotskog priručnika

Za obradu rezultata dobivenih ispitivanjem, potrebni su nam osnovni podaci:

- masa na stajanci – = 2122,9 [lb]

- masa na uzlijetanju – (TOM34) = 2115,9 [lb]

- potrošnja goriva35 – FF = 8 [GPH]36 = 0,8 [lb/min]37 [8]

- standardna temperatura na SL – = 288,15 [K]

- raspon pojasa ispitne visine – = 400 [ft]

- ispitne visine po tlaku - = 2000 [ft];

= 4000 [ft]; = 8000 [ft]

- raspon krila – b = 36 [ft] [8]

- Oswaldov koeficijent38 – e = 0,74 [9]

U trenutku paljenja motora instrument je pokazivao 40 USG, dok je neposredno prije

gašenja pokazivao oko 31 USG što ukazuje da je od paljenja do gašenja motora potrošeno

oko 9 USG. Let je od paljenja do gašenja motora trajao 1:22 h, od čega je dio vremena

utrošen na pokretanje motora te na voženje po voznim stazama. Ako bi se uzela standardna

potrošnja od 8 GPH, za naš let od 1:22 h potrošeno gorivo bi iznosilo 10,93 USG. Prema

tome, razlika između procijenjene potrošnje (na temelju indikatora goriva) u odnosu na

standardnu potrošnju manja je od 2 USG. S obzirom da indikator količine goriva nije u

potpunosti precizan te je teško precizno očitati trenutnu količinu iskoristivog goriva, kao i

nemogudnost utvrđivanja količine goriva potrošenog za rad motora na zemlji, za potrebe

ovog ispitivanja uzeta je standardna potrošnja goriva od 8 GPH. Standardna potrošnja goriva

prihvada se i zbog nepostojanja protokomjera goriva u zrakoplovu, koji u bilo kojem trenutku

daje točnu informaciju o trenutnoj potrošnji goriva. S obzirom da se radi o maloj količini

goriva utrošenog za ispitivanje, razlika između stvarne i standardne potrošnje goriva je

zanemariva.

Stvarna prosječna potrošnja goriva ovisi:

34 TOM – Take-off Mass 35 zbog nepostojanja protokomjera goriva u zrakoplovu, uzeta je standardna potrošnja goriva od 8 GPH (smjesa je linovana za visine iznad 3000 ft) 36 GPH – Gallons per Hour; potrošnja goriva u galonima po satu 37

1 [USG] = 6 [lb]; 38

za vedinu zrakoplova iznosi od 0,5 do 0,8; predstavlja promjenu otpora s uzgonom trodimenzionalnog krila zrakoplova, u usporedbi s idealnim krilom istog aspektnog odnosa

36

- o vanjskoj temperaturi zraka

- o visini leta

- o postotku snage motora koja se koristi tijekom leta

- o linovanju smjese

- o masi zrakoplova [13]

Za određivanje mase zrakoplova na stajanci koriste se sljedede vrijednosti masa

prtljage, posade i goriva:

- osnovna masa zrakoplova – 1508 [lb]

- masa iskoristivog goriva – 240 [lb]

- masa posade – 363,9 [lb]

- masa prtljage na stražnjem sjedalu – 11 [lb]

Zbrajanjem navedenih masa dobijemo vrijednost od 2122,9 lb. Valja napomenuti da je

masa posade i prtljage procijenjena na temelju prijašnjih vaganja, a ne na temelju vaganja

uoči samog leta. S obzirom na procjenu pojedinih masa uključenih u izračun mase zrakoplova

na stajanci, masa na stajanci nije u potpunosti točna. Prema vlastitoj procjeni, mogudnost

odstupanja od izračunate mase iznosi maksimalno 15 lb što je zanemarivo za provedeno

ispitivanje.

Za gorivo potrošeno do trenutka uzlijetanja, uzima se standardna vrijednost od 7 lb.

Oduzimanjem te vrijednosti od vrijednosti mase zrakoplova na stajanci dobiva se vrijednost

mase zrakoplova u trenutku uzlijetanja TOM = 2115,9 lb.

37

6.1. Korekcija rezultata

Slika 2.1. prikazuje zrakoplov u ustaljenom penjanju pod kutom γ. Na zrakoplov u

penjanju djeluju sile prema slici 2.1. pomodu kojih su izvedene jednadžbe gibanja zrakoplova

pri ustaljenom penjanju u poglavlju 2. Prema jednadžbi 2.4, vedom snagom motora

ostvarujemo vedu brzinu penjanja. Također, zrakoplov brže penje pri manjoj masi i u

uvjetima manjeg otpora.

C

(jednadžba 2.4)

Iz jednadžbi 2.5 i 2.6 može se izvesti zaključak da brzina penjanja najviše ovisi o razlici

raspoložive i potrebne snage te o masi zrakoplova. Motor vede snage, dakako, daje vedu

raspoloživu snagu, a time i vedu rezervu snage. Kako je brzina penjanja proporcionalna

rezervi snage, vede rezerva snage znači i vedu brzinu penjanja.

C

(jednadžba 2.5)

(jednadžba 2.6)

Prilikom svakog pojedinog penjanja u ispitivanju, koristila se maksimalna snaga.

Međutim, ukupna masa zrakoplova se smanjivala potrošnjom goriva. Stoga je potrebno,

između ostalih korekcija, izvršiti i korekciju mase da bi se konačno dobila standardna

vrijednost brzine penjanja za maksimalnu masu zrakoplova.

Sljedede jednadžbe koristit de se prema *9+. Za početak, potrebno je izračunati tlak p na

ispitnoj visini po tlaku pomodu sljedede jednadžbe:

(jednadžba 6.1)

gdje je:

po - standardni tlak [Pa]

po = 101325 Pa

Visinu po tlaku potrebno je pretvoriti u metre, stoga se dijeli s 3,2805.

38

Kalibracija brzine izvršit de se pomodu tablice iz Pilotskog priručnika za slučaj uvudenih

zakrilaca (Tablica 6.1.). Vrijednosti kalibriranih brzina za one indicirane brzine koje se ne

nalaze u tablici, dobit de se interpolacijom.

Tablica 6.1. Kalibracija brzine

PODIGNUTA ZAKRILCA

KIAS 40 50 60 70 80 90 100 110 120 130 140

KCAS39 40 55 62 70 80 89 99 108 118 128 138

ZAK ILCA 10°

KIAS 40 50 60 70 80 85 --- --- --- --- ---

KCAS 49 55 62 71 80 85 --- --- --- --- ---

ZAK ILCA 40°

KIAS 40 50 60 70 80 85 --- --- --- --- ---

KCAS 47 54 62 71 81 86 --- --- --- --- ---

Izvor: [8]

Potrebno je izračunati stvarnu vrijednost pojasa ispitne visine

(jednadžba 6.2)

pri čemu je omjer temperatura

(jednadžba 6.3)

gdje je:

Tstv – stvarna temperatura na ispitnoj visini [K]

To – standardna temperatura [K]

Tstv tstv (jednadžba 6.4)

tstv - stvarna temperatura na ispitnoj visini [C]

To = 288,15 K

Izmjerena brzina penjanja za trenutnu masu iznosi:

(jednadžba 6.5)

39 KCAS – kalibrirana brzina [kt+ indicirana brzina korigirana za pogrešku ugradnje Pitot-statičkog izvora

39

gdje je:

- vrijeme utrošeno na prijelaz cijelog pojasa visine

Vrijednost nalazi se u tablicama 5.5, 5.6. i 5.7.

Standardna brzina penjanja

na određenoj visini i pri određenoj brzini leta,

podrazumijeva standardne atmosferske uvjete i vrijedi za maksimalnu masu zrakoplova.

(jednadžba 6.6)

pri čemu je

(jednadžba 6.7)

gdje je:

FF (jednadžba 6.8)

= = 2300 lb

= - vrijeme proteklo od pokretanja motora [min]

- maksimalna dopuštena masa zrakoplova *lb+

– gustoda zraka na ispitnoj visini *slugs ]

*kg m3 + 1,94032 *slugs (jednadžba 6.9)

TAS – stvarna brzina leta [kt]

(jednadžba 6.10)

pri čemu je omjer gustoda

(jednadžba 6.11)

gdje je:

- standardna gustoda zraka na razini mora

= 1,225

pritom je

40

p

(jednadžba 6.12)

gdje je:

R – plinska konstanta

R = 287,053 J/kgK

Mogude je još izračunati i visinu po gustodi

(jednadžba 6.13)

Sada kada su navedene sve potrebne jednadžbe, vrši se korekcija ispitnih rezultata.

Korekcija rezultata prikazat de se na primjeru ispitne visine 2000 ft pri brzini leta 55 KIAS. Za

ostale visine i brzine tablično su prikazani konačni, ali i pojedini, međurezultati u tablicama

6.2, 6.3. i 6.4.

Primjer korekcije rezultata za ispitnu visinu 2000 ft pri brzini leta 55 KIAS:

1. Određivanje tlaka na visini iz jednadžbe 6.1:

p 101325 (1 2,256 10 5 2000

3,2805)5,256

2. Izračun brzine penjanja za trenutnu masu iz jednadžbe 6.5:

prvo je potrebno izračunati veličine iz jednadžbi 6.4, 6.3 i 6.2:

Tstv 19 K

292,15

288,15

Sada je mogude izračunati :

41

3. Konačni rezultat, odnosno standardna brzina penjanja

pri maksimalnoj

masi zrakoplova na određenoj visini po tlaku i pri određenoj brzini leta, dobije se izračunom

veličina iz jednadžbi 6.7 – 6.12:

– 0,8 lb

287,053 kg m3

slugs *kg m3 + 1,94032 2,179 slugs

Sada se može izračunati iz jednadžbe 6.7 kako bi kasnije izračunali

:

2,179

Konačno iz jednadžbe 6.6 slijedi

:

ft/min

4. Određivanje visine po gustodi iz jednadžbe 6.13:

42

Tablica 6.2. Prikaz svih korekcija rezultata dobivenih u drugom provedenom ispitivanju na

visini 2000 ft

hp [ft] 2000

[ft] 400

p [Pa] 94211

To [K] 288,15

[lb] 2122,9

[lb] 2115,9

FF 8 [gal/h] = 0,8 [lb/min]

e 0,74

1296

IAS [kt] 55 60 65 72 85

CAS [kt] 58,5 62

66

66

66

72

84,5

[min] 14,4 17,3

19

20,4

22,3

[K] 292,15 292,15 292,15 292,15 293,15

1,014 1,014

1,014

1,014

1,017

[kg/ ] 1,123 1,123 1,123 1,123 1,12

*slugs ] 0,00218 0,00218 0,00218 0,00218 0,00217

0,917 0,917 0,9170627

22

0,917 0,917 0,914

TAS [kt] 61,1 64,7

68,9

75,2

88,4

[ft] 2923 2923 2923

2923

3037

[ft] 411 411

411,21926

5

411

411,21926

5

411

413

∆t *s+ 44 40 38 39 43

[ft/min]

560,7 616,8

649,3

632,6

575,8

∆ *lb+ 195,6 197,9

199,3 200,4

200,43333

33

202

∆( C) *ft min+ -49,6 -54,9

-58

-56,8

-52

[ft/min] 511,1 561,9

591,3

575,9

523,8

Izvor: [vlastiti izvor]

43

Tablica 6.3. Prikaz svih korekcija rezultata dobivenih u drugom provedenom ispitivanju na

visini 4000 ft

hp [ft] 4000

[ft] 400

p [Pa] 87508

To [K] 288,15

[lb] 2122,9

[lb] 2115,9

FF 8 [gal/h] = 0,8 [lb/min]

e 0,74

1296

IAS [kt] 55 60 65 71 85

CAS [kt] 58,5 62

66

66

66

71

84,5

[min] 26,5

29,1

31,4

33,8

36,5

[K] 290,15

290,15

289,15

289,15

289,15

1,007

1,007

1,003

1,003

1,003

[kg/ ] 1,051

1,051

1,054

1,054

1,054

*slugs ] 0,00204

0,00204

0,00205

0,00205

0,0021797

59

0,0021797

59

0,00205

0,858

0,858

0,9170627

22

0,9170627

22

0,861

0,9170627

22

0,861

0,861

TAS [kt] 63,2

66,9

71,1

76,5

91,1

[ft] 5143

5143

2923,1603

41

2923,1603

41

5029

5029

5029

[ft] 414

414

413

413

413

∆t *s+ 51 46 43 42 61

[ft/min]

487,3

540,2

575,9

575,94968

38

575,94968

38

589,7

406

∆ *lb+ 205,3

207,4

209,2

211,2

200,43333

33

213,3

∆( C) *ft min+ -45,6

-50,7

-54,3

-55,9

-39,2

[ft/min] 441,7

489,5

521,6

533,7

366,8

Izvor: [vlastiti izvor]

44

Tablica 6.4. Prikaz svih korekcija rezultata dobivenih u drugom provedenom ispitivanju na

visini 8000 ft

hp [ft] 8000

[ft] 400

p [Pa] 75257

To [K] 288,15

[lb] 2122,9

[lb] 2115,9

FF 8 [gal/h] = 0,8 [lb/min]

e 0,74

1296

IAS [kt] 55 60 65 69 85

CAS [kt] 58,5 62

66

66

66

69,2

84,5

[min] 46,2

52

54,8

57,8

61,1

[K] 281,15

281,15

281,15

281,15

281,15

0,976

0,976

0,976

0,976

0,976

[kg/ ] 0,932

0,932

0,932

0,932

0,932

*slugs ] 0,00181

0,00181

0,00181

0,00181

0,0021797

59

0,0021797

59

0,00181

0,761

0,761

0,9170627

22

0,9170627

22

0,761

0,9170627

22

0,761

0,761

TAS [kt] 67,1

71,1

75,6

79,3

96,9

[ft] 9013 9013

2923,1603

41

2923,1603

41

9013 9013

9013

[ft] 413 413 413 413

413

∆t *s+ 83 65 67 67 108

[ft/min]

298,6

381,3

369,9

369,9

229,5

∆ *lb+ 221,1

225,7

228

230,3

230,3

200,43333

33

233

∆( C) *ft min+ -31,1

-39,7

-38,9

-39,2

-25

[ft/min] 267,5

341,5

331

331,02187

22

331,02187

22

331,02187

22

330,7

204,5

Izvor: [vlastiti izvor]

45

Graf 6.1. Prikaz brzina penjanja za provedeno drugo ispitivanje u ovisnosti o brzini leta

Izvor: [vlastiti izvor]

Na visini od 2000 ft uočava se blago odstupanje za brzinu s obzirom na dostupne

podatke u Pilotskom priručniku.

Kod visine od 4000 ft, za brzinu 85 KIAS postoji prestrmi pad brzine penjanja i smatra

se da bi brzina penjanja trebala biti znatno veda.

Kod visine 8000 ft postoje najveda odstupanja, što se pripisuje utjecaju gradijenta

vjetra s obzirom da putanja leta zrakoplova nije bila okomita na smjer vjetra. Najvede

odstupanje u vremenu penjanja između prvih i posljednjih 200 ft ispitnog pojasa visine bilo je

u slučaju brzine 85 KIAS, a ta razlika iznosi čak 16 sekundi.

0

100

200

300

400

500

600

700

55 60 65 Vy 85

RO

C[f

t/m

in]

KIAS

P.A. 2000 ft

P.A. 4000 ft

P.A. 8000 ft

46

6.2. Validacija rezultata pomodu Pilotskog priručnika

Pilotski priručnik daje samo najvedu brzinu penjanja pri maksimalnoj masi zrakoplova,

na različitim visinama i za različite vanjske temperature zraka (Tablica 6.5.) te za standardnu

vanjsku temperaturu zraka na visini (Tablica 6.6.). Vrijednosti brzine penjanja od našeg

interesa su na visinama 2000 ft, 4000 ft i 8000 ft.

Tablica 6.5. Maksimalna brzina penjanja na različitim visinama po tlaku i za različite vanjske

temperature zraka za masu zrakoplova od 2300 lb

P.A. [ft] KIAS ROC [ft/min]

-20°C 0°C 20°C 40°C

S.L. 73 875 815 755 695

2000 72 765 705 650 590

4000 71 655 600 545 485

6000 70 545 495 440 385

8000 69 440 390 335 280

10000 68 335 285 230 ---

12000 67 230 180 --- ---

Izvor: [8]

Iz tablice se može zaključiti da se s porastom visine, ali i s porastom temperature,

brzina penjanja smanjuje. Isto tako se uočava ustaljeno smanjenje brzine penjanja, odnosno

svakih 2000 ft visine brzina penjanja se smanji za 105-110 ft min te se, također, za svakih

20°C porasta temperature brzina penjanja smanji za 50-60 ft/min, ovisno o visini leta.

47

Tablica 6.6. Maksimalna brzina penjanja na različitim visinama po tlaku za standardnu

vanjsku temperaturu zraka na visini pri 2300 lb

P.A. [ft] TEMP [°C]

KIAS ROC

[ft/min]

OD RAZINE MORA

VRIJEME [min]

POTREBNO GORIVO

[USG]

UDALJENOST [NM]

S.L. 15 73 770 0 0.0 0

1000 13 73 725 1 0.3 2

2000 11 72 675 3 0.6 3

3000 9 72 630 4 0.9 5

4000 7 71 580 6 1.2 8

5000 5 71 535 8 1.6 10

6000 3 70 485 10 1.9 12

7000 1 69 440 12 2.3 15

8000 -1 69 390 15 2.7 19

9000 -3 68 345 17 3.2 22

10000 -5 68 295 21 3.7 27

11000 -7 67 250 24 4.2 32

12000 -9 67 200 29 4.9 38

Izvor: [8]

I u tablici 6.6. uočava se ustaljeno smanjenje brzine penjanja s visinom, i to u prosjeku

47.5 ft/min za svakih 1000 ft visine. Prema tablici 6.5. smanjenje brzine penjanja s visinom u

prosjeku iznosi 52.5-55 ft/min za svakih 1000 ft visine. Na temelju dvije prethodno

spomenute tablice, može se zaključiti da ni sam Pilotski priručnik nije jasno definirao koliko

je to prosječno smanjenje brzine penjanja, s obzirom da tablice daju dva različita podatka.

Ispitivanja provedena na visinama 2000 ft i 4000 ft su zadovoljavajuda jer nema

prevelike raspršenosti podataka, a dobivene vrijednosti su u očekivanim tolerancijama. Na

visini 8000 ft kod pojedinih brzina leta uočavaju se prevelika odstupanja u brzini penjanja.

Sjetimo se da je u 5. poglavlju ovog rada rečeno da je smjer leta na toj visini prilikom

48

ispitivanja varirao između 180° i 210°. Upravo se zbog toga smatra da su za pojedine brzine

leta manja odstupanja u brzini penjanja, dok su za neke druge brzine odstupanja veda. Ta

odstupanja svakako su rezultat utjecaja gradijenta vjetra koji je imao različit utjecaj ovisno o

smjeru leta zrakoplova. U tablici 6.7. prikazana su odstupanja rezultata ispitivanja u odnosu

na podatke u [8].

Tablica 6.7. Usporedba vrijednosti maksimalne brzine penjanja dobivene ispitivanjem s

vrijednostima danim u Pilotskom priručniku

Ispitna visina

[ft]

ROC prema

ispitivanju

[ft/min]

ROC prema [8]

[ft/min]

Razlika

[ft/min] Razlika [%]

2000 591 675

4000 534 580

8000 342 390

Izvor: [vlastiti izvor]; [8]

Unatoč pažljivo isplaniranom eksperimentu i ispravnoj pilotskoj tehnici mogude greške

do kojih dolazi su sistematske greške instrumenata sa kojih se očitavaju podaci i slučajne

greške kao rezultat pilotske tehnike, stanja u atmosferi i očitavanja instrumenata.

U ispitivanju su određene mase procijenjene, a korištena pomagala i zrakoplovni

instrumenti mogu sadržavati određene pogreške. S druge strane vrlo važan čimbenik je i

vjetar koji nije konstantan po smjeru i brzini, a samo planiranje letenja temelji se na

prognostičkom vjetru. Nemogude je utvrditi koji je smjer vjetra bio prilikom provedenog

ispitivanja. Upravo zbog tih razloga može se zaključiti da je nemogude ostvariti idealne uvjete

ispitivanja, osim ako ispitivanje nije provedeno u kontroliranim uvjetima poput onih u

aerotunelu. Stoga, ispitivanje u najboljem slučaju daje približne vrijednosti brzine penjanja.

Međutim, treba uzeti u obzir da zrakoplov nikad ne leti u idealnim uvjetima ved često

leti u nestalnoj atmosferi s promjenjivim vremenskim uvjetima. Također, masa zrakoplova

nije stalna ved se smanjuje potrošnjom goriva. Stoga je provedeno ispitivanje više nego

zadovoljavajude, a cilj ispitivanja uspješno obavljen.

49

7. Zaključak

Sawtooth metoda na prvi pogled djeluje kao vrlo jednostavna metoda određivanja

brzine penjanja ispitivanjem u letu. Međutim ispitivanje u letu predstavlja složenu

eksperimentalnu tehniku koja je kao i svaki drugi eksperiment podložan brojnim greškama

uslijed različitih čimbenika jedinstvenih svakoj novoj situaciji.

Unatoč pažljivo isplaniranom eksperimentu i ispravnoj pilotskoj tehnici mogude greške

do kojih dolazi su sistematske greške instrumenata sa kojih se očitavaju podaci i slučajne

greške kao rezultat pilotske tehnike, stanja u atmosferi i očitavanja instrumenata.

Metoda „penjanje po zupcu“ zahtijeva precizno održavanje brzine leta u penjanju za

što je potrebno istrimati zrakoplov prije ulaska u zonu ispitivanja brzine penjanja. Na taj

način zrakoplov praktički sam održava brzinu leta, a pilot laganim pomicanjem upravljača,

prema naprijed ili nazad, vrši korekcije ukoliko su potrebne.

U pravilu, ako je zrakoplov dobro istriman i ukoliko je atmosfera mirna (što je drugi

najbitniji zahtjev za provedbu ove metode) korekcije brzine nede biti potrebne.

Kod sawtooth metode posebno bitno je odabrati dan za ispitivanje sa što stabilnijom

atmosferom što podrazumijeva izostanak turbulencije i smicanja vjetra, standardnu

promjenu temperature sa visinom, normalnu vlažnost zraka, slab vjetar, vedro nebo ili

naoblaku koja je dovoljno udaljena od područja ispitivanja.

S obzirom da je tijekom ispitivanja pilotska tehnika bila ispravna, pretpostavka je da je

do odstupanja došlo zbog atmosferskih uvjeta. Međutim, ispitivanje je provedeno u uvjetima

bez turbulencije i oblaka te dovoljno daleko od okolnih planina pa je stoga mala vjerojatnost

da su navedeni čimbenici znatno utjecali na rezultate ispitivanja. Vjetar je jedini čimbenik

koji je mogao znatno utjecati na rezultate ispitivanja i za koji se ne može redi kakav je točno

utjecaj imao pošto ne možemo utvrditi točan smjer i brzinu u vrijeme ispitivanja.

Da bi se smanjila mogudnost turbulencije, termike i jakog vjetra, ispitivanje je poželjno

napraviti nodu, odnosno rano ujutro ili predvečer kada je atmosfera najstabilnija i kada je

uzdizanje toplog zraka, koji također ima vrlo velik utjecaj na brzinu penjanja, svedeno na

minimum.

50

Ispitivanje je potrebno planirati vrlo pažljivo sa što više razmotrenih detalja.

Neočekivani zahtjevi kontrole leta, zbog utjecaja ostalog prometa koji se odvija u danom

trenutku, mogu se izbjedi provedbom ispitivanja u okolici manje prometnog aerodroma.

ezultati najvede brzine penjanja dobiveni ispitivanjem u letu su glatki i dosljedni

osobito za prve dvije ispitne visine. Usporedbom sa podacima iz Pilotskog priručnika

dobivena odstupanja ocijenjena su kao prihvatljiva. Najvede je odstupanje za visinu od 2000

ft i iznosi – .

Zahvaljujudi rezultatima na visini od 2000 ft i 4000 ft, a na temelju pravila ustaljenog

smanjenja brzine penjanja s porastom visine, mogu se izvesti vrijednosti brzine penjanja i za

sve ostale visine leta.

51

LITERATURA

1) Bazijanac, E.: Zrakoplovni klipni motori, Fakultet prometnih znanosti, Zagreb, 2005.

2) Bucak, T., I. Zorid: Zrakoplovni instrumenti i prikaznici, Fakultet prometnih znanosti,

Zagreb, 2002.

3) Herrington, R. M. et al.: Flight test engineering handbook, National Technical

Information Service, Edwards AFB, California, SAD, 1966.

4) Kukovec, A.: Flying: aviation English, Ljubljana, 2001.

5) Miloševid, V.: Ispitivanje aviona u letu, Vojna štamparija Beograd, Beograd, 2002.

6) Ojha, S. K.: Flight Performance of Aircraft, American Institute of Aeronautics and

Astronautics, Inc., Washington, D.C., Washington, SAD, 1995.

7) Olson, W. M.: Aircraft Performance Flight Testing, Edwards AFB, California, SAD, 2002.

8) Pilots Operating Handbook, Skyhawk 1978 model 172N, Cessna Aircraft Company,

Wichita, Kansas, SAD, 1977.

9) Smith, H. C.: Introduction to aircraft flight test engineering, Jeppesen Sanderson,

Inversness, Colorado, SAD, 1988.

10) USAF Test pilot school, Performance phase textbook Volume 1, USAF – TPS – CUR – 86

– 01, USAF, Edwards AFB, California, SAD, 1986.

11) Ward, D. T.,T. W. Strganac: Introduction to flight test engineering, Kendall/Hunt

Publishing Company, Dubuque, Iowa, SAD, 2001.

12) http://en.wikipedia.org/wiki/Cessna_172 (veljača 2011.)

13) http://en.wikipedia.org/wiki/Flight_planning#Fuel_calculation (lipanj 2011.)

14) http://en.wikipedia.org/wiki/Oswald_efficiency_number (lipanj 2011.)

52

POPIS KRATICA

CS – (Certification specifications) Uvjeti ovlašdivanja

DAS – (Data Acquisition System) sustav za prikupljanje podataka

EGT – (Exhaust Gas Temperature) temperatura ispušnih plinova

EPR – (Engine Pressure Ratio) omjer totalnih tlakova na ispuhu i uvodniku

FAR – (Federal aviation regulations) Propisi federalne avijacije

FF – (Fuel Flow) protok goriva

GPH – (Gallons per Hour) galona po satu

HP – (Horse Power) konjska snaga

IAS – (Indicated Airspeed) indicirana brzina, tj. brzina koju očitavamo na brzinomjeru

KCAS – (Knots Calibrated Airspeed) kalibrirana brzina izražena u čvorovima

KIAS – (Knots Indicated Airspeed) indicirana brzina izražena u čvorovima

OAT – (Outside Air Temperature) vanjska temperatura zraka

P.A. – (Pressure Altitude) visina po tlaku

ROC ili R/C – (Rate of Climb) brzina penjanja

RPM – (Rotation per Minute) broj okretaja u minuti

R/S – (Rate of Sink) brzina propadanja

S.L. – (Sea Level) razina mora

TAS – (True Airspeed) stvarna brzina leta, tj. brzina zrakoplova u odnosu na zračnu masu u kojoj leti

TEMP – temperatura

TOM – (Take-off Mass) masa zrakoplova na polijetanju

USG – (United States Gallon) galon

53

PRILOZI

Prilog 1. Podaci o vaganju zrakoplova 9A-DAS iz 2008. godine

54

Prilog 2. Izračun mase i momenta na uzlijetanju

Prilog 3. Određivanje centra težišta zrakoplova na uzlijetanju

55

Prilog 4. Plan leta za drugi pokušaj ispitivanja

56

Prilog 5. SWC40 - Vremenska prognoza na dan drugog pokušaja ispitivanja u 11h po lokalnom

vremenu

40 Significant Weather Chart; vremenska karta značajnijih vremenskih prilika

57

Prilog 6. METAR i TAF – Vremenska prognoza (tlak, temperatura, vjetar, oblačnost i sl.) na

dan drugog pokušaja ispitivanja i 1h prije polijetanja

58

Prilog 7. SWC - Vremenska prognoza na dan prvog pokušaja ispitivanja u 14h po lokalnom

vremenu

59

Prilog 8. Karta vjetrova i temperature na visinama 2000 ft, 5000 ft i 10000 ft na dan prvog

pokušaja ispitivanja u 14h po lokalnom vremenu