1 Dimenzioniranje prema zadanim performansama

Dimenzioniranje prema zadanim performansama

1 Dimenzioniranje prema zadanim performansama

Sadržaj

1.1 Lista simbolaA - aspektni odnos (vitkost) krila,CD - ukupni otpor zrakoplova pri penjanju,CD - ukupni otpor zrakoplova,CD0 - otpor pri nultom uzgonu,CGR - gradijent penjanjaCGRP - parametar gradijenta penjanjaCL - koeficijent uzgona zrakoplova,e - Oswaldov koeficijent.f - ekvivalentna parazitska površina zrakoplova ,FOEI - korekcijski faktor za utjecaj zaustavljenog motora na CD0 ,Ip - parametar snage,RC - brzina penjanjaRCP - parametar brzine penjanja,S - površina krila.sL - ukupna duljina staze pri slijetanju (take-off length)sLG - duljina rulanja po pisti (take-off ground run)

sTO - ukupna duljina staze pri polijetanju (take-off length)

sTOG - duljina rulanja po pisti (take-off ground run)VSL - brzina sloma uzgona u konfiguraciji za slijetanjeW/P - opterećenje snage,W/S - opterećenje krila.ΔCD0 - dodatni otpor pri nultom uzgonu vezan uz položaj zakrilaca i podvozjaηp - specifična iskoristivost propelera,ρ0 - gustoća na razini mora ,ρh - gustoća na visini h ,σ - omjer gustoća na visini h i nultoj nadmorskoj visini ,

Osnivanje zrakoplova – podloge za projekt 1


1.2 Uvod

1.3 Procjena parametara koji utječu na performanse zrakoplovaPri dimenzioniranju prema zadanim performansama potrebno je prije proračuna procijeniti određene parametre. Kako bi se stekao osjećaj o utjecaju određenih parametara na neku funkciju korisno je vizualizirati te odnose nekim tipom grafa. Pri projektiranju se uz klasični 2D graf često koristi i tzv. carpet plot koji daje mogućnost vizualizacije ovisnosti neke veličine o dvije promjenjive varijable.

Sl. 1.1 Ovisnost odnosa (CL3/2/CD) o A i CD0

1.3.1 Osnovni parametri koji utječu na performanse zrakoplovaOdnos potiska i mase (T/W), thrust to weight ratio, i opterećenje krila (W/S), wing loading, su dva najvažnija parametra koja utječu na performanse zrakoplova. Zbog toga je vrlo važno kako će se pri projektiranju procijeniti ova dva parametra. U [] u poglavlju 5 može se naći šira diskusija o ova dva parametra.

Ova dva parametra su povezana u više proračuna performansi, kao što je npr. duljine staze pri polijetanju, koja je obično i kritično ograničenje pri projektiranju. Zahtjevi za duljinu staze se mogu postići korištenjem relativno velikog krila (malen W/S) s relativno slabim motorom (malen T/W). Takav zrakoplov će sporo ubrzavati no moći će odvojiti od tla pri relativno maloj brzini. S druge strane isti zahtjevi za duljinu staze mogu se postići korištenjem relativno malog krila (velik W/S) s relativno jakim motorom (velik T/W). U ovom slučaju zrakoplov mora postići značajnu brzinu pri polijetanju, no jak motor će ga vrlo brzo ubrzati do te brzine.

1.3.1.1 Odnos potiska i mase T/WKao što je već navedeno to je mjera jakosti motora koja značajno utječe na performanse. S obzirom da se i masa i potisak mijenjaju tijekom leta nije konstantan. Pri projektiranju se obično svodi na uvijete pri polijetanju (T/W)TO:



standardni atmosferski uvjeti na nultoj nadmorskoj visini maksimalnoj projektiranoj masi pri polijetanju WTO maksimalnom potisku motora

Ako se računa pri drugim uvjetima potrebno je to naglasiti i kasnije svesti na T/W pri polijetanju, pa tako npr. za krstarenje:

(1.)

Napomena: T/W u matching dijagramu mora biti izražen bezdimenzionalno (lbpotiska/lbmase)

Kod propelerom pogonjenih motora umjesto odnosa potiska i mase se često koristi opterećenje snage (W/P), power loading. Kako ima suprotno značenje od (T/W), da bi se izbjegle zabune često se koristi odnos snage i mase (P/W) ili (hp/W), horsepower to weight, koji je recipročan vrijednosti opterećenja snage. Izraz za pretvorbu glasi prema [] (5.1):

(1.)

U [] se koristi opterećenje snage (W/P) s brzinama u mph pa bi izraz za pretvorbu glasio:

(1.)

Ako se opterećenje snage (W/P) računa pri drugim uvjetima potrebno ga je, kao i T/W, kasnije svesti na W/P pri polijetanju, pa tako npr. za krstarenje:

(1.)

1.3.1.2 Opterećenje krilaOpterećenje krila kao i odnos potiska i mase nije konstantan zbog promjene mase i obično se svodi na uvijete pri polijetanju, pa tako npr. pri krstarenju

(1.)

Opterećenje krila i koeficijent uzgona su glavni parametri kojima se osigurava da zrakoplov ima potrebni uzgon u pojedinim fazama leta, pa ih pri projektiranju jednog od njih uvijek treba imati na umu i drugi.

Opterećenje krila je parametar koji utječe na, otpor, brzinu sloma uzgona (stall speed), gradijent penjanja, potrebnu duljinu piste pri polijetanju i slijetanju, ali i masu zrakoplova jer veće krilo znači veću masu praznog zrakoplova a samim tim i ukupnu masu.



1.3.2 Procjena maksimalnog koeficijenta uzgona zrakoplovaKako bi se moglo započeti s dimenzioniranjem potrebno je procijeniti maksimalni koeficijent uzgona CLmax u određenim režimima. U tablici Tbl. 1.1 mogu se vidjeti tipične vrijednosti po skupinama zrakoplova koje mogu poslužiti za početnu procjenu. U [] na str. 100-101 može se vidjeti kratak pregled utjecaja pojedinih uređaja za povećanje uzgona.

Pri odabiru treba imati na umu da na vrijednost CLmax najviše utječu: dizajn krila i trupa tip i veličina uređaja za povećanje uzgona (zakrilca i pretkrilca)

Važno je da se tijekom procesa dimenzioniranja ovaj parametar odabire konzistentno s misijom zrakoplova i da se ima na umu koje tehnologije su potrebne da bi se ostvario određeni koeficijent uzgona.

Tbl. 1.1 Tipične vrijednosti maksimalnog koeficijenta uzgona [] Tablica 3.1

Airplane Type CLmax CLmaxTO CLmaxL

Homebuilt 1.2 - 1.8 1.2 - 1.8 1.2 - 2.0

Single Engine 1.3 - 1.9 1.3 - 1.9 1.6 - 2.3

Twin Engine 1.2 - 1.8 1.4 - 2.0 1.6 - 2.5

Agricultural 1.3 - 1.9 1.3 - 1.9 1.3 - 1.9

Business Jets 1.4 - 1.8 1.6 - 2.2 1.6 - 2.6

Regional Turboprops 1.5 - 1.9 1.7 - 2.1 1.9 - 3.3

Transport Jets 1.2 - 1.8 1.6 - 2.2 1.8 - 2.8

Military Trainers 1.2 - 1.8 1.4 - 2.0 1.6 - 2.2

Fighters 1.2 - 1.8 1.4 - 2.0 1.6 - 2.6

Military Patrol, Bombers, and Transports 1.2 - 1.8 1.6 - 2.2 1.8 - 3.0

Flying Boats, Amphibious and Float Airplanes 1.2 - 1.8 1.6 - 2.2 1.8 - 3.4

Supersonic Cruise 1.2 - 1.8 1.6 - 2.0 1.8 - 2.2

1.3.3 Procjena polare zrakoplovaUz pretpostavku paraboličnog oblika polare, prema [] (3.19), može se pisati da je ukupni

otpor zrakoplova:

(1.)

CD – ukupni otpor zrakoplova,CD0 – otpor pri nultom uzgonu,CL – koeficijent uzgona zrakoplova,A – aspektni odnos (vitkost) krilae – Oswaldov koeficijent.

Ukupni otpor pri nultom uzgonu se može izraziti kao:



(1.)CD0 – otpor pri nultom uzgonu čiste konfiguracije,ΔCD0 – dodatni otpor pri nultom uzgonu vezan uz položaj zakrilaca i podvozja

Tablica Tbl. 1.1 daje raspon orjentacionih vrijednosti za prvu procjenu parametara ΔCD0 i e. Odabir vrijednosti određenog parametra ovisi o predviđenom tipu zakrilaca i podvozja.

Tbl. 1.2 Prva procjena vrijednosti ΔCD0 i e [] Tablica 3.6

Configuration ΔCD0 e

Clean 0 0.80 - 0.85

Take-off Flaps 0.010 - 0.020 0.75 - 0.80

Landing Flaps 0.055 - 0.075 0.70 - 0.75

Landing Gear 0.015 - 0.025 No Effect

Kako je prema propisima bitno znati i polaru pri otkazu jednog motora potrebno je procijeniti utjecaj na CD0 za taj slučaj. Koeficijent otpora pri nultom uzgonu korigiran za utjecaj zaustavljenog motora može se prema [] prikazati kao.

(1.)FOEI – korekcijski faktor za utjecaj zaustavljenog motora na CD0 ,Procjena vrijednosti korekcijskog faktora može se uzeti prema

Tbl. 1.3 Procjena vrijednosti FOEI [] Class I Drag Estimation

Propulsion FOEI

All-Engines-Operating 1.00

Fixed Pitch Propeller 1.25

Variable Pitch Propeller 1.10

Low Bypass Ratio Turbofan 1.15

Kao što je vidljivo u jednadžbi (1.) da bi se odredila polara mora se procijeniti i aspektni odnos zrakoplova A. On se može procijeniti prema aspektnim odnosima sličnih zrakoplova, no pri procjeni je bitno znati na što on sve utječe, ali i kakve su karakteristike zrakoplova koji se projektira. U [] na str. 127-133 može se vidjeti kratki pregled utjecaja aspektnog odnosa na karakteristike zrakoplova.

Jedina preostala nepoznanica, otpor pri nultom uzgonu čiste konfiguracije CD0clean, može se izraziti kao:

(1.)

f – ekvivalentna parazitska površina zrakoplova ,S – površina krila.

Parazitska površina krila se može odrediti na temelju statističkih podataka o sličnim zrakoplovima upotrebom regresijskih jednadžbi koje uspostavljaju linearnu vezu između log(f) i log(Swet) [] (3.21),



(1.)i linearnu vezu između log(Swet) i log(WTO) [] (3.22)

(1.)

gdje su:a, b, c, d – regresijski koeficijenti pripadajućih jednadžbi.

Stoga je prvo potrebno odrediti mokru površinu zrakoplova Swet na temelju odnosa s WTO za određenu skupinu zrakoplova. Tablica Tbl. 1.4 sadržava regresijske koeficijente c i d za određenu skupinu zrakoplova čijim ubacivanjem u jednadžbu (1.), koja je izvedena na temelju (1.), dobiva se procijenjena vrijednost mokre površine Swet.

(1.)

Tbl. 1.4 Regresijski koeficijenti c i d [] Tablica 3.5

Airplane Type c d

Homebuilt 1.2362 0.4319

Single Engine 1.0892 0.5147

Twin Engine 0.8635 0.5632

Agricultural 1.0447 0.5326

Business Jets 0.2263 0.6977

Regional Turboprops -0.0866 0.8099

Transport Jets 0.0199 0.7531

Military Trainers 0.8565 0.5423

Fighters -0.1289 0.7506

Military Patrol, Bombers, and Transports 0.1628 0.7316

Flying Boats, Amphibious and Float Airplanes 0.6295 0.6708

Supersonic Cruise -1.1868 0.9609

Da bi se odredili koeficijenti a i b potrebno je prvo odrediti koeficijent ekvivalentnog trenja površine Cf s kojim su korelirani. Koeficijent ekvivalentnog trenja površine je zapravo funkcija izglađenosti aerodinamičke linije zrakoplova. Slike Sl. 1.2 do Sl. 1.4 pokazuju kako odrediti Cf za širok spektar zrakoplova.

Za odabrani Cf se zatim iz Tbl. 1.5 mogu odabrati koeficijenti regresije a i b. Na temelju jednadžbe (1.) može se izraziti slijedeća jednadžba iz koje se nakon uvrštavanja koeficijenara regresije a i b može izračunati ekvivalentna parazitska površina f.

(1.)



Sl. 1.2 Parazitna površina – mokra površina za jednomotorne propelerom pogonjene [] Slika 5.20

Sl. 1.3 Parazitna površina – mokra površina za višemotorne propelerom pogonjene [] Slika 5.21



Sl. 1.4 Parazitna površina – mokra površina za lovce, bombardere i transportne [] Slika 5.22

Tbl. 1.5 Korelacijske koeficijente a i b [] Tablica 3.4

Cf a b

0.016 -1.7993 1.0

0.015 -1.8062 1.0

0.014 -1.8633 1.0

0.012 -1.9243 1.0

0.010 -1.9961 1.0

0.009 -2.0458 1.0

0.008 -2.0969 1.0

0.007 -2.1549 1.0

0.006 -2.2218 1.0

0.005 -2.3010 1.0

0.004 -2.3979 1.0

0.003 -2.5229 1.0

0.002 -2.6990 1.0



Iz slika Sl. 1.2 do Sl. 1.4 se zapravo može i odmah na temelju poznate mokre površine Swet očitati ekvivalentna parazitska površina

Uz poznatu površinu krila sad bi se prema (1.) mogao izračunati koeficijent otpora pri nultom uzgonu, no problem je što je površina krila zrakoplova nešto što tek treba projektirati. Ovaj problem se može riješiti na dva načina:

pretpostavkom određenog opterećenja krila W/S te izračunavanjem površine krila na temelju poznate projektirane mase pri polijetanju

izražavanjem površine krila kao funkcije opterećenja krila i mase što rezultira slijedećim izrazom:

(1.)

Drugi način rješavanja ovog problema je zgodan zato što je rezultat dimenzioniranja prema zadanim performansama u pristupu prema [] upravo dijagram koji daje ovisnost (W/P) i (W/S) odnosa za različita ograničenja

1.4 Proračun ograničenja na bazi zadanih performansi

1.4.1 Dimenzioniranje za zahtijevanu brzinu sloma uzgonaZahtjev za maksimalnu brzinu sloma uzgona može doći iz propisa prema kojima je potrebno certificirati zrakoplova ali i iz specifikacije misije. Uvjeti za koje se računa max brzina sloma uzgona Vs su obično:

motor u praznom hodu (bez potiska) zakrilca izvučena u položaj pri kojemu se računa Vs

Iz poznate jednakosti:

(1.)

može se dobiti izraz:

(1.)

prema kojemu se može izračunati Vs., a preuređivanjem i izraz pogodan za projektiranje prema zadanoj brzini sloma uzgona:

(1.)

Iz izraza (1.) je jasno vidljivo da ovo ograničenje ne ovisi o potisku odnosno odnosu W/P ili T/W.

1.4.1.1 Dimenzioniranje za zahtijevanu brzinu sloma uzgona prema CS 23U CS 23.49 je specificirano da za određene tipove zrakoplova Vs ≥ 113km/h (61 kt) pri maksimalnoj masi zrakoplova. S obzirom da nije specificirano u kojem položaju su zakrilca ovaj se uvjet može ispuniti s uvučenim ili izvučenim zakrilcima prema volji projektanta.



1.4.2 Dimenzioniranje za zadanu duljinu polijetanja prema CS 23Na Sl. 1.5 mogu se vidjeti definirane osnovne duljine pri polijetanju u procesu projektiranja prema CS 23. Pri tome su:

sTO - ukupna duljina staze pri polijetanju (take-off length)

sTOG - ukupna duljina rulanja po pisti (take-off ground run)

Sl. 1.5 Definicija duljina pri polijetanju

Prema [] proračun ograničenja vezan uz duljinu piste obavlja se uz pomoć parametra za polijetanje TOP23 koji ima dimenziju [lbs2/ft2hp], a definiran je slijedećom jednadžbom prema [] (3.2):

(1.)

σ – omjer gustoća na visini h i nultoj nadmorskoj visini ,

(1.)

ρh –gustoća na visini h ,ρ0 –gustoća na razini mora ,

Regresijskom analizom sličnih zrakoplova certificiranih prema CS 23 dobivena je prema [] (3.4) slijedeća ovisnost:

(1.)

Prema jednadžbi (1.) TOP23 parametar se može izračunati kao:

(1.)

Osnivanje zrakoplova – podloge za projekt

sTOG

sTO

50 ft

10


Treba imati na umu da potrebna duljina piste ovisi još i o brzini polijetanja VTO ( lift-off speed), aerodinamičkim koeficijentom otpora CDTO i koeficijentom trenja piste μG te tehnici pilotiranja, tako da jednadžba (1.) ne daje točnu vrijednost sTOG-a, ali daje dovoljno dobru korelaciju za ovaj stupanj projektiranja.

Isto tako je regresijskom analizom sličnih zrakoplova certificiranih prema CS 23 može se dobiti ovisnost između sTO i sTOG i prema [] (3.5) glasi:

(1.)

Kako je rezultat ovog poglavlja dijagram koji daje ovisnost (W/P) i (W/S) za sva ograničenja potrebno je i ovo ograničenje izraziti na taj način. Maksimalni sTO i sTOG odnosno sTO ili sTOG su zadani u specifikaciji misije, a ovisnost (W/P) o (W/S) je moguće dobiti preuređenjem jednadžbe (1.) čime se dobiva slijedeći izraz:

(1.)

Znak nejednakosti se dobije iz definicije da je TOP23 prema jednadžbi (1.) ≤ TOP23 izračunatom iz sTOG prema jednadžbi (1.).

Duljina polijetanja ovisi o nadmorskoj visini. Uvjeti za letenje najpovoljniji su na razini mora zbog najveće gustoće zraka. Ujedno će i snaga motora biti najveća, a samim time i duljina polijetanja bit će najmanja. Radi boljeg razumijevanja odvijanja polijetanja, na slici Sl. 1.6 su prikazana stanja zrakoplova pri polijetanju, tj. procedura pri polijetanju.



Sl. 1.6 Stanja zrakoplova pri polijetanju prema [] str 2–FTG–2–34

1.4.3 Dimenzioniranje za zadanu duljinu slijetanja prema CS 23Na Sl. 1.5 mogu se vidjeti definirane osnovne duljine pri slijetanju u procesu projektiranja prema CS 23. Pri tome su:sL - ukupna duljina staze pri slijetanju (total landing distance)sLG - ukupna duljina rulanja po pisti (landing ground run)

Sl. 1.7 Definicija duljina pri slijetanju

Kao i do sada i proračun slijetanja se vrši uz pomoć statističkih podataka o sličnim zrakoplovima, a u ovom slučaju se prema [] (3.12) daje ovisnost između sLG i VSL:

(1.)VSL [kts] - brzina sloma uzgona u konfiguraciji za slijetanjesLG [ft] - ukupna duljina rulanja po pisti

Isto tako iz podataka o sličnim zrakoplovima se prema [] (3.13) daje ovisnost između sLG i sL:

(1.)

Uz pomoć jednadžbe (1.) može se pisati:

(1.)

te nakon uvrštavanja (1.)

(1.)

svođenjem na uvijete pri slijetanju dobiva se finalni izraz:

(1.)

ρ [slugs/ft3] - gustoća zraka na visini na kojoj se računa slijetanjesLG [ft] - ukupna duljina rulanja po pisti

Osnivanje zrakoplova – podloge za projekt

sL

sLG

50 ft

VA=1.3VSL

Prizemljenje

12


Kao što se može primijetiti, opterećenje krila pri slijetanju ne ovisi o opterećenju snage, stoga će u matching dijagramu linija biti konstantna, neovisna o opterećenju snage.

1.4.4 Dimenzioniranje za ograničenja pri penjanju za zrakoplove s elisomPerformanse zrakoplova pri polijetanju su podvrgnute brojnim zahtjevima ustanova za odobravanje plovidbenosti zrakoplova, s namjerom postizanja potrebnog faktora sigurnosti sa svim motorima u pogonu (all engines operative – AOE) kao i s jednim motorom izvan pogona (one engine inoperative - OEI). U tablici Tbl. 1.6 će biti navedeni EASA CS 23 zahtjevi koji se odnose na normalne (normal), namjenske (eng. utility) i akrobatske zrakoplove s klipnim ili turbinskim pogonom.


Tbl. 1.6 Sažetak zahtijevanih performansi pri penjanju prema CS 23 za Normal, Utility i Aerbatic skupinu zrakoplova prema [] i []

Regulation 23.67(a)(1) 23.67(a)(2) 23.67(b)(1) 23.67(b)(2)

Engine type and weight kg (lb) Recip. ≤2712(6 000) Recip. >2712(6 000) & Turbine

VSO km/h (kt) >113 (61) ≤113 (61) –

Power on operative engine ≤MCP ≤MCP MTOP ≤MCP

W/WTO 1 1 1 1

Flaps retracted retracted take-off retracted

Landing gear retracted retracted retracted retracted

Propeller position on OEI min. drag min. drag min. drag min. drag

Altitude m(ft) 1524(5 000) 1524(5 000) 122(400) 457(1 500)

Required climb speed ≥1.2VS1 ≥1.2VS1 ≥1.2VS1

Required rate of climb

Required climb gradient (%) ≥1.5 ≥0 ≥0.75

MCP - Maximum Continuous PowerMTOP - Maximum Take-Off Power



1.4.4.1 Procjena brzine penjanja za zrakoplove s elisomBrzina penjanja 1 prema [] (3.23) može se izraziti pomoću parametra brzine penjanja 2

(1.)

RC [ft/min] - brzina penjanjaRCP - parametar brzine penjanja, prema [] (3.24) definiran slijedećim izrazom:

(1.)

RCP - parametar brzine penjanja,ηp - specifična iskoristivost propelera,CD - ukupni otpor zrakoplova,CL - koeficijent uzgona zrakoplova,σ - omjer gustoća,(W/P) [lb/hp] - opterećenje snage,(W/S) [lb/ft2] - opterećenje krila.

Iz jednadžbe (1.) očigledno je da za maksimiziranje brzine penjanja potrebno maksimizirati odnos

, što je zadovoljeno pri:

(1.)

i

(1.)

te je maksimalni omjer:

(1.)

Izraz pogodan za rješavanje problema zadovoljenja brzine penjanja kod zrakoplova s elisom je slijedeći:

(1.)

RC [ft/min] - brzina penjanjaηp - specifična iskoristivost propelera,

1 RC (rate of climb) – brzina penjanja 2 RCP (rate of climb parameter) – parametar brzine penjanja



, - odnos uzgona i otpra definiran jednadžbom (1.),σ - omjer gustoća,(W/P) [lb/hp] - opterećenje snage,(W/S) [lb/ft2] - opterećenje krila.

1.4.4.2 Procjena gradijenta brzine penjanja za zrakoplove s elisomGradijent penjanja 3, prema [] (3.28) definiran je kao

(1.)

RC - brzina penjanjaV - brzina zrakoplova:

Pri procjeni gradijenta penjanja koristi se parametar gradijenta penjanja CGRP4 koji je prema [] (3.30) definiran kao:

(1.)

Za zadovoljenje traženog gradijenta penjanja prema [] (3.29) mora biti zadovoljena slijedeća jednakost:

(1.)

Najbolji mogući gradijent penjanja postiže se pri minimalnoj vrijednosti CGRP-a. Ova minimalna vrijednost ovisi o koeficijentu uzgona i pripadajućem odnosu uzgona i otpora. Problem je što se pri minimalnoj vrijednosti CGRP-a pripadajući koeficijent uzgona CL nalazi vrlo blizu CLmax. Prema [] preporuča se sigurnosna margina od 0.2 između CLmax i CL.

(1.)

Izraz pogodan za rješavanje problema zadovoljenja gradijenta penjanja kod zrakoplova s elisom je slijedeći:

(1.)

CGR - gradijent penjanjaηp - specifična iskoristivost propelera,CD - ukupni otpor zrakoplova pri penjanju,CL - koeficijent uzgona zrakoplova pri penjanju (odrediti prema jednadžbi (1.)),

3 CGR (climb gradient) – gradijent penjanja4 CGRP (climb gradient parameter) – parametar gradijent penjanja



σ - omjer gustoća,(W/P) [lb/hp] - opterećenje snage,(W/S) [lb/ft2] - opterećenje krila.

1.4.5 Dimenzioniranje za brzinu krstarenja za zrakoplove s elisomDimenzioniranje prema zadanoj brzini krstarenja se provodi koristeći parametar snage Ip

5 koji je prema [] (3.53) definiran kao:

(1.)

Parametar snage se dobiva na osnovu podataka o sličnim zrakoplovima. Slika Sl. 1.8 daje odnos brzine krstarenja i parametra snage za nekoliko tipova zrakoplova.

Izraz pogodan za rješavanje problema zadovoljenja zadane brzine krstarenja kod zrakoplova s elisom je slijedeći:

(1.)

Ip - parametar snage,σ - omjer gustoća,(W/P) [lb/hp] - opterećenje snage,(W/S) [lb/ft2] - opterećenje krila.

Brzina krstarenja za zrakoplove pogonjene propelerom, se računa pri 75-80 % ukupne snage motora

5 Ip (power index) – parametar snage



Sl. 1.8 Parametar snage zrakoplova s elisom iz [] prema podacima iz [] Fig3.28-3.30



1.5 Matching dijagram sa svim ograničenjima za zrakoplove s elisomU matching dijagram se ucrtavaju sva ograničenja koja su značajna za projektirani zrakoplov. Pri tome se na apscisi nalazi opterećenje krila W/S, a na ordinati W/P. Kako bi sva ograničenja mogla biti usporediva tj. kako bi se mogla ucrtati u istom dijagramu bitno je da sva budu svedena na uvijete pri polijetanju. Nakon ucrtavanja svih ograničenja prvo je potrebno odrediti gdje se nalazi podobni prostor, tj. prostor gdje su sva ograničenja zadovoljena. Potom je cilj odabrati projekt s:

maksimalnom vrijednošću opterećenja snage W/P (omjerom težine i snage motora) tj. točku sa minimalnom potrebnom snagom motora,

maksimalnom vrijednošću opterećenja krila W/S (omjerom mase i površine krila) tj. točku sa minimalnom potrebnom površinom krila.

S obzirom da ti zahtjevi često ne definiraju isti projekt, projektanti moraju prema vlastitim sklonostima odabrati projekt za koji smatraju da je optimalan. Ako je poznata paleta motora koji bi se mogli koristiti, mogu se izračunati pripadajuća opterećenja snage W/P, ucrtati ih u dijagram te vidjeti dali je moguće naći pripadajući W/S u podobnom području, a potom odabrati onaj projekt koji ima svojstva najbliža željenima.

Sl. 1.9 Primjer matching dijagrama za zrakoplov Nixxa []



1.6 Literatura[] Roskam, J., Airplane Design (Part I: Preliminary Sizing of Airplanes), DARcorporation,

Lawrence, Kansas, 1985.

[] Daniel P. Raymer: Aircraft Design: A conceptual Approach, AIAA Education Series, Ohio, 1992.

[] Roskam, J., Airplane Design (Part VI: Preliminary Calculation of Aerodynamic, Thrust and Power Characteristics), DARcorporation, Lawrence, Kansas, 1990.

[] Advanced Aircraft Analysis 2.4, User Manual, DARcorporation, Lawrence, Kansas, 2002.

[] Stinton, D., The Design of The Airplane, BSP Proffesional Books, London 1983.

[] Roskam, J., Lan C. E., Airplane Aerodynamics and Performance, DARcorporation, Lawrence, Kansas, 1985.

[] Certification Specifications for Normal, Utility, Aerobatic, and Commuter Category Aeroplanes CS-23, European Aviation Safety Agency, 14/11/2003.

[] CS-23 - Acceptable Means of Compliance, European Aviation Safety Agency, 14/11/2003.

[] Tim Nixxa, Nixxa, projekt u okviru kolegija Osnivanje zrakoplova, 2005/06.


Documents

1 Dimenzioniranje prema zadanim performansama