BIPOL_3_przyklad

7/26/2019 BIPOL_3_przyklad

1/11

Wydzia Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakad Samolotw i migowcw

Cezary Galiski - Materiay pomocnicze: Projekt wstpny i analiza masowa - przykad 1/11

Projekt 3 przykad

I Wstpna analiza masowo rysunkowa.

Z wstpnej analizy rysunkowej wynikao, e podstawowe masy samolotu mona rozmieciwedug nastpujcej tabeli:

Na tej podstawie stworzono wstpny szkic sylwetki samolotu.

Rys. 1 Wstpny szkic sylwetki samolotu

Jako wzorca gabarytw i masy silnika przyjto wymiary i masy silnika Gnome-Rhone 14Kfs,pomimo i mia on moc mniejsz ni zakadana 750 kW. Zakadano jednak, e jego cigyrozwj pozwoli na jej wzrost z aktualnej 693 kW bez drastycznego zwikszania rozmiarw imasy. Ponadto brano rwnie pod uwag moliwo pojawienia si silnikw innych firm oodpowiednich parametrach.

Na wstpnym szkicu narysowano nieco wiksze stateczniki ni to wynikao ze rednich zanalizy trendw zakadajc, e nie wszystkie analizowane konstrukcje latay prawidowo.Pozwolio to ponadto zabezpieczy si na wypadek trudnoci z utrzymaniem rodka cikociw odpowiednich granicach

5

14

13

30

h=0,552

v=0,063


2/11



II. Szczegowa analiza masowa

Nastpnie obliczono masy poszczeglnych elementw samolotu:

1. Masa skrzyde

Sw = 17,9 m = 192,674 ftWfw = 20 kg = 44,092 lb= -2,6q = 4941,762 Pa = 103,211 lb/ft= 0,535Wdg = 2450 kg = 5401,3 lb

Nz = 1,5x11=16,5A = 6,539t/c = 0,14

(((( )))) (((( )))) (((( )))) 49,0

3,0

04,0006,0

6,0

2

0035,0758,0

wing5,163,5401

6,2cos

14,0100535,0211,103

6,2cos

539,6092,44674,192036,06,1W

====

kg726,533lb664,1176Wwing ========

2. Masa usterzenia poziomego

Wdg = 2450 kg = 5401,3 lbNz = 1,5x11=16,5q = 4941,762 Pa = 103,211 lb/ft

Sht = 3 m = 32,292 ftt/c =0,1= 14,036= 0,6

(((( )))) 02,0043,0

2

12,0

896,0168,0414,0

ht6,0

036,14cos

3

036,14cos

c/t100292,32211,1035,163,5401016,06,1W

====

kg561,51lb672,113Wht ========


3/11



3. Masa usterzenia pionowego

Ht/Hv = 0Wdg = 2450 kg = 5401,3 lb

Nz = 1,5x11=16,5q = 4941,762 Pa = 103,211 lb/ftSvt = 1,575 m = 16,953Avt = 1,244= 0,5= 12,583t/c = 10

(((( )))) 039,0357,0

2

49,0

873,0122,0376,0

vt 5,0583,12cos

244,1

583,12cos

1,0100575,1211,1035,163,5401073,06,1W

====

kg451,27b52,60Wvt ========

4. Masa kaduba

Sf = 16,336+1,327=18 = 193,75 ftWdg = 2450 kg = 5401,3 lb

Nz = 1,5x11=16,5Lt = 4,706 m = 15,44q = 4941,762 Pa = 103,211 lb/ftL = 7,5 m = 24,606 ft

D = 1,85 m = 6,07 ftWpress = 0 ft

(((( )))) (((( ))))

kg859,233lb57,515

211,10307,6/606,2444,155,163,540175,193052,08,1W 241,0072,0051,0177,0086,1

F

========

========

5. Masa goleni podwozia gwnego


4/11



Nl = 5Wl = 2098 kg = 4625,293 lbLm = 1,5 m = 4,921 ft

(((( )))) (((( )))) kg25,67lb26,14812/921,45293,4625095,0W 409,0768,0lgm ============

6. Masa oa silnika

Nen = 1T = 4391 lb

Nz = 1,5x11=16,5

kg506,12lb572,275,164391013,0W 579,0em ============

7. Masa ciany ogniowej

Sfw=1,35 m = 14,531

kg448,7lb42,16531,1413,1Wfw ============

8. Instalacja olejowa

Nen = 1

kg155,17lb82,37Woil ========

9. Sterowanie silnikiem


5/11



Nen = 1Lec = 1,5 m = 4,921 ft

kg784,6lb956,14921,45,10W 222,0ec ============

10. Rozrusznik

Te = 4391 lb

kg652,6lb665,144391025,0W 76,0s ============

11. Instalacja paliwowa

Vt = 408/750 = 0,544 m = 143,71 galVi = 0

Nt = 4Nen = 1

kg197,58lb302,128471,14349,2W 242,0726,0fs ============

12. Ukad sterowania powierzchniami aerodynamicznymi

Wdg = 2450 kg = 5401,3 lbNz = 1,5x11=16,5Bw = 10,82 m = 35,499 ftL = 7,5m = 24,606 ft

(((( )))) kg235,71047,1570001,05,163,5401499,35606,24053,0W 8,0371,0536,1fc ============


6/11



13. Masa przyrzdw pokadowych

Nen = 1Nt = 4Nci = 1

kg195,57lb094,12624,26437,368W 356,1237,0i ========++++++++====

14. Masa instalacji hydraulicznej

Kvsh = 1Nu = 2

kg757,26lb99,58223,37W 664,0hydr ============

15. Masa instalacji elektrycznej

Wfs = 128,302 lbWav = 126,049 lb

(((( )))) kg111,96lb888,211049,126302,12857,12N 51,0el ========++++====

16. Masa instalacji tlenowej i odladzajcej

Wdg = 2450 kg = 5401,3 lbWav = 126,049 lb

Np = 1M = 0,7

kg201,2315,517,0049,1263,5401265,0W 08,017,052,0aa ============


7/11



17. Masa kka ogonowego

Wdg = 2450 kg = 5401,3 lb

kg784,0lb728,13,540100032,0Wtg ============

UWAGA HISTORYCZNA: Niniejszy przykadowy projekt opracowywano przy uyciuwspczesnych wzorw (przeom XX i XXIw.) w zwizku z tym ich bezporednie zastosowaniedaoby bdne rezultaty. Samoloty bojowe z lat 30 zarwno pod wzgldem strukturalnym jak iwyposaeniowym odpowiadaj raczej wspczesnym samolotom lekkim (general aircraft). W

zwizku z tym do oblicze mas struktury i wyposaenia wykorzystano wzory dotyczcelotnictwa oglnego. Wyjtek stanowia grupa silnikowa. W tym wypadku silnik Gnome Rhone

14 Kfs mia bardzo may stosunek mocy do masy wynoszcy zaledwie 1,2 kW/kg, podczas gdydzi osigane s nawet wyniki na poziomie 5-7 kW/kg . W zwizku z tym wzr opierajcy siwycznie na masie wspczesnego silnika odpowiadaby silnikowi z lat 30-tych o znaczniewikszej mocy. W zwizku z tym zdecydowano si zastosowa wzory na masy osprztu

samolotw bojowych, gdy day one bardziej racjonalne rezultaty.

III Analiza pooenia rodka cikoci

rodki cikoci obliczonych mas rozmieszczono na zmodyfikowanym szkicu, a nastpniezestawiono w tabeli 1. Zdecydowano przy tym na umieszczenie 2 gwnych zbiornikw

paliwa w kadubie pod skrzydem, dziki czemu samolot przyj ukad redniopata. Niepowinno to jednak wpyn na opr samolotu, gdy podobnie jak w wikszocianalizowanych uprzednio konstrukcji skrzydo pozbawione byo zastrzaw i rozprekkoniecznych w ukadzie dwu- i grnopata. Przyjcie takiego ukadu umoliwiaozastosowanie zbiornikw wyrzucanych z samolotu w razie poaru. Dwa dodatkowe, mniejszezbiorniki paliwa zdecydowano umieci w krawdzi natarcia centralnej czci skrzyda. Dlaskrcenia dugoci goleni podwozia zdecydowano przyj wznios skrzyda w ksztacie literyW. Taki ukad pozwala dodatkowo na zmniejszenie oporu interferencyjnego przejciaskrzydo/kadub.

Na podstawie tabeli 1 obliczono masy rnych konfiguracji samolotu i pooenia ich rodkwcikoci dla przypadku gdy pilot jest ciki (110kg), a podwozie wypuszczone. Jak wida

uzyskano maksymaln mas startow wiksz ni zakadana na podstawie analizy trendw.Uznano jednak, e taka masa jest wiarygodna, gdy firmy prezentujce dane swoichsamolotw czsto podaway masy samolotw bez uzbrojenia, za ktrego instalacjodpowiada odbiorca. Tymczasem uzyskana z analizy masowej masa startowa samolotu bezuzbrojenia niemal dokadnie odpowiadaa tej z analizy trendw. Z tego te wzgldu przyjto,e obliczone masy s wiarygodne. Oznaczao to, e jeszcze wiksz uwag trzeba bdzie

powici opracowaniu skutecznych klap skrzydowych dla zmniejszenia prdkoci podejciado ldowania.Drugim zaobserwowanym problemem okazao si pooenie rodka cikoci niemal w 50%redniej ciciwy aerodynamicznej dla maksymalnej masy startowej. Takie pooenie uznanoza niedopuszczalne. Przeanalizowano trzy moliwe rozwizania:


8/11



Tabela 1 Pooenie rodka cikoci dla pierwszej iteracji sylwetki samolotu

1) Przeniesienie kabiny pilota do przodu, co jednak uniemoliwioby w przyszociinstalacj mocniejszego uzbrojenia na grzbiecie kaduba.

2) Zmian obrysu pata

3) Przemieszczenie caego pata do tyu.

Ostatnie rozwizanie uznano za najbardziej perspektywiczne, gdy w porwnaniu zewstpnym szkicem pozwalao na popraw dostpw obsugowych do instalacji silnikowych, a

ponadto zachowanie prostej krawdzi natarcia pozwalao na atwe modyfikowanie obrysuskrzyda, gdyby w dalszych etapach prac okazao si, e problem ze rodkiem cikoci nadalwystpuje. Skrzydo przemieszczono o 0,35m, wraz z masami towarzyszcymi (podwozie,dziaka, amunicja, zbiorniki paliwa, cz instalacji hydraulicznej i paliwowej. Cechaobjtociowa usterzenia poziomego po tej operacji nadal pozostawaa wiksza od przecitnej(h=0,517, v=0,061), nie zwikszano wic powierzchni usterze.

Nowe rozmieszczenie mas zestawiono w tabeli 2.


9/11



Rys. 2 arkusz wywaenia samolotu po modyfikacji

Tabela 2 Pooenie rodka cikoci po przesuniciu skrzyda o 0,35m


10/11



Jak wida tym razem dla maksymalnej masy startowej rodek cikoci znalaz si w 35%redniej ciciwy aerodynamicznej, co tymczasowo uznano za odpowiednie. Dalszerozwaania na temat pooenia rodka cikoci postanowiono przeprowadzi po

przeprowadzeniu szczegowych analiz statecznoci samolotu.

Oprcz konfiguracji z cikim pilotem i podwoziem wypuszczonym przeanalizowanorwnie konfiguracje z:1) cikim pilotem i podwoziem schowanym2) lekkim pilotem (60kg) i podwoziem wypuszczonym3) lekkim pilotem i podwoziem schowanym

Dla wszystkich tych konfiguracji obliczono pooenia rodkw cikoci oraz momentybezwadnoci i dewiacyjne wok osi ukadu ze rodkiem w rzucie SCA na paszczyznsymetrii samolotu. Wyniki oblicze zestawiono w tabeli 3

Tabela 3 rodki cikoci, momenty bezwadnoci i dewiacyjne dla rnych konfiguracjisamolotu.

Jak wida zmiana masy pilota powoduje przesunicie rodka cikoci do 33% SCA dla masystartowej i do 29% SCA dla masy bez paliwa i amunicji. To drugie pooenie rodkacikoci jest najbardziej przednim pooeniem rodka cikoci jakie moe wystpi wlocie w przypadku w peni wyposaonego samolotu. Przesunicie rodka cikoci do przoduw wyniku demontau dziaek i karabinw byoby znikome (0,5%) ze wzgldu na niewielk

odlego ich rodkw cikoci od rodka cikoci samolotu. A ponadto nie jest tonormalny przypadek eksploatacji tego samolotu. Nawet w trakcie prb w locie prototypu


11/11



planowano zamontowa masy zastpcze w miejsce uzbrojenia w celu zachowania masycakowitej samolotu. W zwizku z tym przypadek ten nie by analizowany szczegowo.Analiza z podwoziem schowanym bya przeprowadzona dla przypadku gdy podwozie chowasi prostopadle do kaduba. Oznacza to konieczno zastosowania owiewki na koo przykadubie. Moliwe jednak jest rwnie chowanie podwozia skonie do tyu. W tym przypadku

owiewka nie jest potrzebna, ale rodek cikoci przesuwa si o okoo 0,5% do tyu, aponadto komplikuje si konstrukcja podwozia, ktre musi si obraca wok dwch osi, ebyzmieci si w skrzydle. Ronie rwnie masa skrzyda w wyniku koniecznoci wykonaniawykroju w miejscu, ktre bez wykroju najlepiej przenosioby skrcanie. Podjcie decyzji codo kierunku chowania podwozia na tym etapie nie byo moliwe, gdy zbyt mao wiadomo oszczegach konstrukcji samolotu i wpywie ich zmian na mas samolotu. Odoono j wicdo czasu wykonania pierwszej iteracji projektu konstrukcyjnego.Ze wzgldu na zastosowany ukad podwozia nie ma niebezpieczestwa przewrcenia sisamolotu pustego, gdy rzut rodka cikoci na powierzchni podoa w konfiguracji

postojowej zawsze znajduje si pomidzy koami gwnymi a poz ogonow.

BIPOL_3_przyklad

Documents

Transcript of BIPOL_3_przyklad