samolotyzcz_v1

7/26/2019 samolotyzcz_v1

1/33

1

1. Masa

SEW Standard Empty Weight ci!"ar (masa) samolotu (tak jak wyprodukowany) +ci!"ar (masa) niezu"ywalnego paliwa + ci!"ar masa p#ynw (np. w instalacjihydraulicznej) + ci!"ar (masa) oleju silnikowego

BEW - Basic Empty Weight ci!"ar (masa) pustego samolotu plus dodatkowegowyposa"eniaOEW Operating Empty Weight = BEW + ci!"ar (masa) za#ogiDL disposable load = ci!"ar (masa) p#atny + ci!"ar (masa) zu"ywalnego paliwa (+ci!"ar (masa) niezb!dnego balastu)MTOW Maximum Take-Off Weight maksymalny ci!"ar (masa) do startu =OEW+DL

MRW - Maximum Ramp Weight - max. ci!"ar (masa) do ko#owaniaMLW - Maximum Landing Weight - max. ci!"ar (masa) dopuszczona do

przyziemienia

ZFW - Zero Fuel Weight - ci!"ar (masa) samolotu z pasazerami/cargo ale bez paliwaMZFW - Maximum Zero Fuel Weight - max. ci!"ar (masa) z pasazerami/cargo bez

paliwa

AUW all-up weight maksymalny ci!"ar (masa) przy ktrym maj$by%spe#nionewymagania lotne (wynikaj$ce z certyfikacji)

Dla Cessny 152:

Maksymalna masa do ko#owania: 760kgMaksymalna masa do startu: 757kg

Masa pustego samolotu: 500kg

Maksymalna masa u"yteczna: 260kgDopuszczalny baga": 54kgPojemno&%paliwa: 26 galonw (98.4litra, 69kg)

Ograniczenia masy maksymalnej:

a. wynikaj$ce z osi$gw: wyd#u"enie rozbiegu zmniejszenie pr!dko&ci wznoszenia zwi!kszenie pr!dko&ci przeci$gni!cia zmniejszenie zasi!gu zwi!kszenie pr!dko&ci podej&cia do l$dowania wyd#u"enie dobiegu

b.

wynikaj$ce z obci$"e' przekroczenie obci$"e'przy ko#owaniu przekroczenie obci$"e'od sterowania przekroczenie obci$"e'od podmuchw

Masa samolotu i po#o"enie &rodka masy maj$ istotny wp#yw na jego osi$gii w#asno&ci pilota"owe.

2. Obci$"enia samolotu.

2.1

Wiadomo&ci oglne.Istotn$ spraw$ dla pilota jest znajomo&% warunkw eksploatacji sprz!tu. Warunki

takie podane s$ w instrukcji u"ytkowania samolotu. Bezwzgl!dnie nale"y zna%zakresy pr!dko&ci oraz warto&ci wsp#czynnikw obci$"e' dopuszczalnych. Nale"y


2/33

2

zna% zakres eksploatacyjny danego typu samolotu, ale rwnie" pozna% szczeglneograniczenia na#o"one na dany egzemplarz (np. wynikaj$ce z wykonanych napraw).Ze wgl!du na to, "e zapas bezpiecze'stwa oznacza wzrost masy statku powietrznego,zapasy bezpiecze'stwa stosowane w konstrukcjach lotniczych nie s$du"e, rol$pilota

jest eksploatowa% statek powietrzny nie przekraczaj$c warunkw dopuszczalnych

eksploatacji.

2.2Powstawanie obci$"e'.

Poszczeglne cz!&ci samolotu przenosz$r"ne si#y w zale"no&ci od fazy lotu. W lociepoziomym obci$"enia samolotu zale"$ g#wnie od ci!"aru na kierunku normalnymdo kierunku lotu i w mniejszym stopniu od zespo#u nap!dowego w kierunku zgodnymz torem lotu. W fazie manewrw pojawiaj$si!si#y od sterowania, a zatem od lotek,steru wysoko&ci, kierunku i klap, w fazie ko#owania, rozbiegu i dobiegu si#y

powstaj$ce od nierwno&ci pasa startowego. Ruchy mas powietrza wyst!puj$cezawsze w atmosferze rzeczywistej powoduj$obci$"enia struktury samolotu. W czasiel$dowania nast!puje wyhamowanie ruchu opadaj$cego samolotu i powstaj$ si#ymasowe tym wi!ksze im wi!ksza jest pr!dko&%opadania.

2.3

Obci$"enia dopuszczalne.

Obci$"enia dopuszczalne to takie jakie struktura samolotu musi wytrzyma% bezuszkodze'i deformacji. Obci$"enia dopuszczalne podane s$w instrukcji u"ytkowaniasamolotu, a ich wielko&% zale"y od typu i kategorii samolotu. Inne b!d$obci$"eniadopuszczalne dla samolotu nieakrobacyjnego, a inne dla akrobacyjnego.

Do okre&lania obci$"e'dopuszczalnych stosuje si!wsp#czynniki obci$"e'n.

n =P

Q=

m" a

m" g=

a

g

gdzie:

P si#a obci$"aj$ca konstrukcj!samolotuQ ci!"ar samolotum masa samolotu

a przy&pieszenie jakie dozna samolot pod wp#ywem si#y Pg przy&pieszenie ziemskie

2.4Obwiednia obci$"e'dopuszczalnych.

2.4.1

Obci$"enia od wyrwania.

Obci$"enia od wyrwania obejmuj$obci$"enia samolotu w ca#ym zakresie pr!dko&ciod lotu nurkowego do lotu na maksymalnym k$cie natarcia zarwno dodatnim wlocie normalnym, jak i ujemnym w locie na plecach.Dla ka"dej konfiguracji lotu obci$"enie samolotu mo"na wyrazi%przez wsp#czynnik

obci$"enia n =Pz

Q, a ka"dej warto&ci wsp#czynnika n odpowiada okre&lona warto&%

pr!dko&ci lotu V.


3/33

3

Poni"ej przedstawiono obwiedni! obci$"e' dopuszczalnych od sterowania zwan$krzyw$ wyrwania. Na rysunku mo"na wyr"ni% obszar naturalnych ogranicze'eksploatacji. Nie jest mo"liwy lot na lewo od krzywych OA i OG, poniewa"wymaga#oby to lotu ze wsp#czynnikiem si#y no&nej C

z>C

zmax, taki stan lotu jest

niemo"liwy do uzyskania ze wzgl!du na ograniczenia aerodynamiczne. Lot samolotu

nie jest mo"liwy z pr!dko&ciami mniejszymi ni"Vs czyli pr!dko&ci$przeci$gni!cia.Pozosta#e ograniczenia wynikaj$ z wytrzyma#o&ci p#atowca. Przekroczenie ich wlocie grozi uszkodzeniem konstrukcji. Przekraczanie zakresu eksploatacyjnego

p#atowca ma skutki prawne np. odmowa wyp#aty odszkodowania w razie wypadku.Ograniczenia zawarte s$w certyfikacie typu, b$d(zezwoleniu na wykonywanie lotwi instrukcji u"ytkowania w locie.

Spo&rd wszystkich wyst!puj$cych przypadkw obci$"e'samolotu w locie wybranopi!% najbardziej charakterystycznych i oznaczono je literami A, C, D, E, F, G. Dla

ka"dego z tych przypadkw okre&lono wsp#czynniki n i odpowiadaj$ce im pr!dko&cilotu V.Punkt A odpowiada lotowi samolotu na C

zmax, przy czym wsp#czynnik obci$"enia

wynosi wtedy nA=nmax. Pr!dko&% lotu VA dla tego przypadku mo"na wyznaczy% wnast!puj$cy sposb:

nA =

Pzmax

Q=

1

2"#"VA

2" S"C

zmax

Q,

Pz=

1

2" #"V

2" S"C

z

st$d VA =2"Q" n

A

#" S"Czmax

=Vmin " nA

Q =m" g

gdzie:

m-masa samolotu

g-przy&pieszenie ziemskieQ-ci!"ar samolotuPz-si#a no&na

!-g!sto&%powietrza zale"na od wysoko&ci lotuS-powierzchnia no&na p#ata samolotuV-pr!dko&%lotuCz-wsp#czynnik si#y no&nej samolotu


4/33

4

2.4.2 Obci$"enia podczas lotu w burzliwej atmosferze.

Poni"ej omwiono sposb wyznaczania obci$"e' wyst!puj$cych na skutekpionowych podmuchw powietrza w atmosferze. Podmuch pr!dko&ci pionowej w

skierowanej do gry zwi!kszy k$t natarcia o warto&%"# =w

V

, przy podmuchu w d#

nast$pi zmniejszenia k$ta natarcia. Wsp#czynnik obci$"enia zmienia si! w

nast!puj$cy sposb n =Pz + "Pz

Q=1+

"Pz

Q.

Po podstawieniu si#y no&niej:

"Pz=

1

2#$#V

2# S#

dCz

d%#"%=

1

2#$#V# S#

dCz

d%#w #&

Wobec tego:

n =1+ "#S

#V

#w

#$

2#Q

gdzie:

"- wsp#czynnik z#agodzenia podmuchu (przyjmuje si!, "e podmuch narasta liniowood 0 do pr!dko&ci w)dC

z

d"- pochodna wsp#czynnika si#y no&nej wzgl!dem k$ta natarcia

Wsp#czynnik obci$"enia od podmuchu do gry jest wi!kszy od jedno&ci i tym jestwi!kszy, im silniejszy jest podmuch i wi!ksza pr!dko&% lotu V. Natomiast przy

podmuchu w d#wsp#czynnik n jest mniejszy od jedno&ci lub ujemny. W zale"no&ciod kategorii samolotu dobiera si!si#!podmuchw. Najwi!ksze notowane podmuchy,rz!du 50m/s, wyst!puj$w chmurach CB i powoduj$zniszczenie konstrukcji.Istotna informacja, ktr$nale"y poda%w tym miejscu to ograniczenie producenta namaksymaln$ pr!dko&% normalnego u"ytkowania V

NO (normal operation speed,

maximum structural cruising speed) jest to pr!dko&%, ktr$wolno przekroczy% tylkow spokojnym powietrzu i przy zachowaniu ostro"no&ci. Dla Cessny 152 pr!dko&%tawynosi 111 w!z#w (kt) i na pr!dko&ciomierzu w samolocie ogranicza z gry #ukzielony pokazuj$cy zakres pr!dko&ci normalnego u"ytkowania.Warto rwnie"przypomnie%, "e klapy wolno otwiera%tylko do okre&lonej pr!dko&cilotu. Zakres pr!dko&ci dopuszczalnych do otwarcia klap oznaczony jest

na pr!dko&ciomierzu #ukiem bia#ym. Maksymalna pr!dko&%otwarcia klap wynosi 85w!z#w (kt).Poni"ej pokazano na#o"one na siebie dwie krzywe od wyrwania i od podmuchw.

linia przerywana obwiedniaobci$"e'od podmuchw

linia ci$g#a obwiednia obci$"e'od sterowania


5/33

5

Krzywa wyrwania zaczyna si!w punkcie n=0, krzywa od podmuchw wychodzi wpunktu n=1.

2.5Obci$"enia niszcz$ce.

Obci$"enia niszcz$ce s$ to takie obci$"enia, ktre spowoduj$ zniszczenie strukturysamolotu. Ze wzgl!du na mi!dzy innymi niedok#adno&ci metod obliczeniowych,rozk#ad w#asno&ci materia#owych oraz tolerancje wykonawcze podzespo#wsamolotu, obci$"enia niszcz$ce s$ wi!ksze od dopuszczalnych. Obci$"eniadopuszczalne s$ ni"sze od obci$"e' niszcz$cych w stopniu okre&lonym

przez wsp#czynnik bezpiecze'stwa, zdefiniowny poni"ej:

" =

m

ndop

gdzie:

m wsp#czynnik obci$"enia niszcz$cegondop wsp#czynnik obci$"enia dopuszczalnego

Przekroczenie obci$"e' dopuszczalnych w locie, bez przekroczenia obci$"e'niszcz$cych spowoduje trwa#e odkszta#cenie konstrukcji samolotu. Zniszczenienast$pi dopiero po przekroczeniu obci$"e'niszcz$cych. Nale"y pami!ta% jednak, "ezapas bezpiecze'stwa dla wi!kszo&ci podzespo#w samolotu nie jest du"y. Zwykle #wynosi 1.5 lub 2. Jedynie najbardziej odpowiedzialne elementy i takie, dla ktrych

nie ma alternatywnych drg przeniesienia obci$"e' b!d$ mia#y wi!kszewsp#czynniki bezpiecze'stwa.

3. Po#o"enie &rodka ci!"ko&ci samolotu i stateczno&%pod#u"na.

3.1Oglne poj!cie stateczno&ci.

Stateczno&% to zdolno&% obiektw dynamicznych do samoczynnego powracania dopo#o"enia rwnowagi gdy rwnowaga zostanie zak#cona przez czynniki zewn!trzne.Przyk#ad obiektu statecznego to wahad#o, gdy zostanie wytr$cone z po#o"eniarwnowagi ma naturaln$ tendencj! do powrotu do tego po#o"enia. Wahad#oodwrcone to przyk#ad uk#adu dynamicznego niestatecznego gdy" po wytr$ceniu z

po#o"enia rwnowagi ma tendecj!do samoczynnego zwi!kszania k$ta wychylenia.Czy ma to znaczenie dla cz#owieka? Wszystko zale"y jak szybko uk#ad niestateczny

b!dzie porusza#po wytr$ceniu z po#o"enia rwnowagi. Cz#owiek poruszaj$cy si!wpostawie wyprostowanej jest uk#adem niestatecznym i mo"e si! porusza% tylko iwy#$cznie dzi!ki zmys#owi rwnowagi. Rower, czy te" inny jedno&lad jest uk#ademniestatecznym, lecz cz#owiek nie ma problemw z jazd$ na rowerze. Wszystkodlatego, "e drobne odchy#ki od po#o"enia rwnowagi nie powoduj$ gwa#townegoupadku roweru i osoba jad$ca nie ma problemu z opanowaniem pojazdu.Wniosek jest taki, cz#owiek jest w stanie sterowa% pojazdem niestatecznym, alewymaga to ci$g#ych korekt po#o"enia.Jak to jest w przypadku statkw powietrznych? Przepisy stanowi$, "e statki

powietrzne nie wyposa"one w uk#ady automatycznego sterowania musz$ by%stateczne statycznie i dodatkowo podane s$ograniczenia na zapas stateczno&ci.


6/33

6

3.2Stateczno&%statyczna.

Samolot stateczny statycznie b!dzie mia#naturaln$tendecj!do powrotu do po#o"eniarwnowagi.

Na rysunku powy"ej pokazano przebieg momentu pochylaj$cego M samolot wfunkcji k$ta natarcia $. Przypadek a jest stateczny statycznie, a przypadek bniestateczny.

Samolot leci lotem ustalonym poziomym na k$cie $0 na skutek podmuchu k$tnatarcia zostanie zaburzony o warto&%%$. Na rysunku a pokazano przypadek, gdziezaburzeniu towarzyszy ujemny moment pochylaj$cy -%M przeciwdzia#aj$cyzaburzeniu. Natomiast po zaburzeniu o ujemny k$t -%$, pojawi si!dodatni moment

pochylaj$cy %M przeciwdzia#aj$cy zmniejszaniu si!k$ta natarcia.Natomiast na rysunku b mamy sytuacj!odwrotn$po zaburzeniu rwnowagi o dodatnik$t %$pojawi si!dodatni moment pochylaj$cy %M powoduj$cy dalszy wzrost k$ta

natarcia i odwrotnie po zaburzeniu k$ta natarcia o ujemn$ warto&% -%$ pojawi si!ujemny k$t pochylaj$cy -%M powoduj$cy dalsze zmniejszanie si!k$ta natarcia.

Wniosek, aby samolot by#stateczny statycznie musi by%spe#niony warunekdM

d"


7/33

7

3.3Zapas stateczno&ci pod#u"nej.

Analiza stateczno&ci w odr"nieniu analizy osi$gw, ktra opiera si!na analizie si#,zajmuje si!analiz$momentw. Aby mo"liwe by#o wyznaczenie momentw si#nale"yzdefiniowa%punkty zaczepienia si#.

Cie"ar samolotu zaczepiony jest w &rodku ci!"ko&ci. Po#o"enie &rodka ci!"ko&cipodaje si!w procentach &redniej ci!ciwy aerodynamicznej.Po#o"enie &rodka aerodynamicznego (zwanego &rodkiem parcia) jest ju" bardziejskomplikowane, gdy" jak pokazano na rysunku poni"ej, po#o"enie &rodkaaerodynamicznego profilu zale"y od k$ta natarcia. Cz!&% a to profil symetryczny,cz!&% b to profil o wysklepionej linii szkieletowej, w cz!&ci c pokazano profilsamostateczny z linia szkieletow$ w kszta#cie S. Szkieletowa profilu to krzywa

powsta#a ze &rodkw okr!gw wpisanych w profil.

Aby u#atwi%analiz!si#aerodynamicznych wprowadzono poj!cie punktu neutralnegoprofilu. Redukcji si#y aerodynamicznej do okre&lego punktu towarzyszy pojawieniesi! momentu danej si#y na ramieniu b!dacym odleg#o&ci$ punktu redukcji si#ydo punktu przy#o"enia si#y. Punkt neutralny charakteryzuje si! tym, "e momentod si#y aerodynamicznej w zakresie k$tw natarcia, przy sta#ej pr!dko&ci jestwielko&ci$ sta#$. Mo"na w przybli"eniu przyj$%, "e punkt neutralny profilu znajdujesi!w odleg#o&ci 25% &redniej ci!ciwy aerodynamicznej od noska profilu.Poni"ej przedstawiono rysunek pozwalaj$cy w uproszczony sposb pokaza%zwi$zki

geometrii samolotu z warunkami stateczno&ci.


8/33

8

Wprowadzono nast!puj$ce punkty:B kraw!d(natarcia skrzyd#aO &rodek ci!"ko&ci samolotuC &rodek aerodynamiczny samolotuD#ugo&%odcinka BO wynosi h *c , BC wynosi h

n*c

Mo"na pokaza%, "e " dCMdC

z

=hn" h , warunkiem stateczno&ci statycznej jest aby

hn>h , czyli "e &rodek ci!"ko&ci samolotu musi znajdowa% si! przed &rodkiem

aerodynamicznym. Kn=h

n" h to definicja zapasu stateczno&ci (wsp#czynnik

bezwymiarowy wyra"ony w procentach &redniej ci!ciwy aerodynamicznej).

3.4

Wp#yw usterzenia poziomego na stateczno&%samolotu.

Wiemy ju", "e stateczno&% badamy wzgl!dem po#o"enia rwnowagi. Stateczno&%

pod#u"n$ samolotu badamy wzgl!dem rwnowagi lotu ustalonego poziomego.Samolot b!dzie w rwnowadze gdy nie b!dzie mia# tendencji do obracania si!wzgl!dem swego &rodka ci!"ko&ci. Taka sytuacja b!dzie mia#a miejsce, gdy momentaerodynamiczny skrzyd#a, zdefiniowany powy"ej dla profilu, oraz momenty si#yno&nej i si#y na usterzeniu wzgl!dem &rodka ci!"ko&ci samolotu wzajemnie si!rwnowa"$.

Dla potrzeb niniejszej analizy zak#adamy, "e dodatni moment aerodynamicznyzadziera nos samolotu do gry. Jest to inaczej ni"na rysunku pokazuj$cym po#o"enie&rodka aerodynamicznego na profilu. W mechanice lotu stosuje si!powszechnie tak$konwencj! znakw, "e moment pochylaj$cy dodatni zadziera nos statku

powietrznego.Punkty:

B kraw!d(natarcia skrzyd#aO &rodek ci!"ko&ciC

0- &rodek aerodynamiczny uk#adu skrzyd#o kad#ub

CH

- &rodek aerodynamiczny usterzenia poziomegoOdcinek B

C0ma d#ugo&% h

0* c

Zatem rwnianie rwnowagi samolotu b!dzie mia#o nast!puj$c$posta%:M

0+P

z" x # P

H"L

H= 0

gdzie:

M0 moment aerodynamiczny towarzysz$cy sile aerodynamicznejPz si#a no&na uk#adu skrzyd#o - kad#ub


9/33

9

PH si#a aerodynamiczna na usterzeniu wysoko&cix odleg#o&% &rodka ci!"ko&ci od punktu neutralnego skrzyd#a (d#ugo&% odcinkaC

0O)

LH odleg#o&%&rodka aerodynamicznego usterzenia wysoko&ci od &rodka ci!"ko&cisamolotu

c &rednia ci!ciwa aerodynamiczna skrzyd#aUwa"ny obserwator zauwa"y, "e rwnanie pozornie zawiera b#$d. Tak w istocie by

by#o gdyby opisano rwowag!momentw wzgl!dem &rodka ci!"ko&ci, ale rwnanierwnowagi napisano wzgl!dem &rodka aerodynamicznego uk#adu skrzyd#o kad#ub.Jednocze&nie P

z=P

zs+P

H, czyli ca#kowita si#a no&na samolotu pochodz$ca od

skrzyd#a i usterzenia poziomego.Bez zag#!biania si! w zawi#o&ci oblicze' aerodynamicznych w ko'cowym efekcieotrzymujemy nast!puj$ce wyra"enie:

hn= h

0+

SH" L

H

S"c

a1

a1#

d$

d%

&

'(

)

*+,

gdzie:SH

- powierzchnia usterzenia poziomego

S powierzchnia skrzyd#aa1- zmiana wsp#czynnika aerodynamicznego usterzenia poziomego wzgl!dem k$ta

natarcia

a zmiana wsp#czynnika aerodynamicznego samolotu wzgl!dem k$ta natarciad"

d#- zmiana k$ta odchylenia strug za skrzyd#em wzgl!dem k$ta natarcia

Nie ma sensu obci$"a%pami!ci tym wzorem, ale warto wiedzie% jaki jest jego sensfizyczny. Widzimy, "e h

n> h

0, czyli, "e usterzenie przesuwa &rodek aerodynamiczny

samolotu do ty#u. W rzeczywisto&ci zachodzi nast!puj$ca zale"no&% hn> h > h

0. Czyli

&rodek ci!"ko&ci samolotu le"y pomi!dzy &rodkiem aerodynamicznym ca#egosamolotu i &rodkiem aerodynamicznym uk#adu skrzyd#o kad#ub.Rwnanie poni"ej pokazuje wp#yw usterzenia poziomego na zapas stateczno&ci:

Kn= " h"h

0( )+SH# L

H

S#c

a1

a1"

d$

d%

&

'(

)

*+

Czyli zwi!kszanie powierzchni statecznika poziomego powoduje wzrost zapasustateczno&ci.

Warto wspomnie%, "e na stateczno&% samolotu ma wp#yw zesp# nap!dowy.Szczeglny wp#yw na mechanik! lotu samolotu maj$nap!dy &mig#owe, ze wzgl!du

na zaburzenie symetrii op#ywu (strumie' za&mig#owy odchyla si! i kierunekodchylenia zale"ny jest od kierunku obrotw &mig#a). )mig#o tak"e powodujesprz!"enie ruchw pod#u"nych samolotu i poprzecznych. Np. podmuch pionowywst!puj$cy wywo#uje asymetri! ci$gu na &migle. Przyrost si#y po stronie #opatyopadaj$cej i zmniejszenie po stronie #opaty wznosz$cej si!. Si#a ci$gu &mig#a

przesuwa si! w stron! #opaty opadaj$cej i samolot znoszony ma tendecj! dozakr!cania. Momenty giroskopowe maj$ rwnie" wp#yw na zachowanie samolotu.Cessna ma kierunek obrotw &mig#a zgodny z ruchem wskazwek zegara gdy

patrzymy z kabiny. Przy wykonywaniu zakr!tu w lewo samolot b!dzie mia#t!dencj!do zadzierania maski i do opuszczania maski przy zakr!cie w prawo.

Punkt C zwany jest punkten neutralnym samolotu, jest on przesuni!ty wzgl!dempunktu neutralnego uk#adu skrzyd#o kad#ub C

0dzi!ki usterzeniu poziomemu.


10/33

10

Gdy &rodek ci!"ko&ci samolotu znajdzie si! w punkcie neutralnym samolotu C,samolot nie jest ani stateczny, ani niestateczny. Po wytr$ceniu z po#o"enia rwnowaginie powstaj$momenty si#przywracaj$ce poprzedni stan rwnowagi.Gdy &rodek ci!"ko&ci przew!druje do ty#u wzgl!dem punktu neutralnego samolotu to

b!dzie on niestateczny. Taka sytuacja jest zabroniona przez przepisy. Samolot nie

mo"e by% niestateczny i musi posiada% zapas stateczno&ci, czyli przepisy okre&laj$maksymalne tylne po#o"enie &rodka ci!"ko&ci samolotu, czyli zdefiniowana jestminimalna odleg#o&%&rodka ci!"ko&ci od punktu neutralnego samolotu.Im dalej do przodu w!druje &rodek ci!"ko&ci tym stateczno&%samolotu jest wi!ksza,ale zmniejsza si!jego sterowno&%.

3.5

Wp#yw ci!"aru i po#o"enia &rodka ci!"ko&ci na w#asno&ci lotne samolotu.

a) Wzrost ci!"aru samolotu powoduje wzrost Vmin czyli pr!dko&ciprzeci$gni!cia, nale"y rwnie" pami!ta%, "e wzro&nie pr!dko&% startu il$dowania, czyli zwi!kszy si! d#ugo&% startu i l$dowania. Ma to szczeglneznaczenie, gdy loty odbywaj$ si!w upalny dzie'gdy g!sto&% powietrza jestmniejsza od standardowej.

b) Wzrost ci!"aru samolotu powy"ej dopuszczalnego okre&lonego w instrukcjiu"ytkowania, musi skutkowa%obni"eniem obci$"e'dopuszczalnych w locie,aby iloczyn Q*n dla danego ci!"aru samolotu pozosta#niewi!kszy ni"iloczynQdop*ndop (ci!"ar i wsp#czynnik obci$"enia dopuszczalny). Warto pami!ta%,"e gdy przeci$"ymy samolot poci$ga to za sob$ okre&lone skutki prawne,ubezpieczyciel mo"e odmwi%wyp#aty odszkodowania w razie wypadku.

c) Jak wspomniano powy"ej samolot musi mie% minimalny zapas stateczno&cistatycznej pod#u"nej, czyli zdefiowane maksymalne po#o"enie &rodkaci!"ko&ci do ty#u (instrukcja u"ytkowania samolotu)

d)

Ograniczenie po#o"enia &rodka ci!"ko&ci do przodu wynika z nast!puj$cychprzes#anek:

samolot musi by%sterowny, czyli gradienty si#na dr$"ku"P

"n(zmiana si#y na

dr$"ku na jednostk!wzrostu wsp#czynnika obci$"enia) nie mog$przekracza%okre&lonej warto&ci

w po#o"eniu rwnowagi gradient"P

"V (zmiana si#y na dr$"ku na jednostk!

wzrostu pr!dko&ci lotu) nie mo"e przekracza%okre&lonej warto&ci si#a na dr$"ku potrzebna do wyrwnania przed l$dowaniem nie mo"e

przekracza%okre&lonej warto&ci wychylenie steru wysoko&ci do l$dowania nie mo"e przekracza%

maksymalnego wychylenia steru

te same zalecenia dotycz$si#y i wychylenia steru przy starcie.


11/33

11

4. Arkusz wywa"enia samolotu.

Arkusz wywa"enia samolotu stosuje si! razem, ze schematem rozmieszczeniapasa"erw, baga"u i paliwa. Instrukcja u"ytkowania samolotu podaje schematrozmieszczenia #adunku i zakresy dopuszczalnych po#o"e'&rodka ci!"ko&ci. Arkusz

wywa"enia pozwala okre&li%w jakim gdzie znajduje si!&rodek ci!"ko&ci samolotu isprawdzi%, czy nie wykroczy#poza dozwolony zakres.

Na rysunku powy"ej przedstawiono schemat samolotu Piper Seneca z zaznaczonymici!"arami i odleg#o&ciami ci!"aru od linii odniesienia. Gdy znana jest trasa i ilo&%

potrzebnego paliwa, ilo&%pasa"erw i baga"u przyst!pujemy do wyliczenia po#o"enia&rodka ci!"ko&ci samolotu gotowego do startu.Po#o"enie &rodka ci!"ko&ci samolotu okre&lone jest wed#ug wzoru.

xsc=

mi" x

i

i

#

mi

i

#

gdzie:

xsc

- wsp#rz!dna &rodka ci!"ko&ci (indentyczna ze &rodkiem masy) w przyj!tymuk#adzie odniesienia

mi " x ii# - suma momentw statycznych czyli iloczynw mas i odleg#o&ci

od ustalonej w instrukcji samolotu bazy

mi

i

" - suma wszystkich mas w samolocie, czyli masa ca#kowita samolotu w danym

przypadkuW przypadku samolotu interesuje nas tylko po#o"enie &rodka ci!"ko&ci wzgl!dem osi

pod#u"nej samolotu. Po#o"enia w pionie i na boki nie ma istotnego wp#ywuna w#asno&ci lotne z wyj$tkiem sytuacji awaryjnych. W normalnych sytuacjach&rodek ci!"ko&ci niew$tpliwie mie&ci si! w obrysie kad#uba. Jedyna niebezpiecznasytuacja zwi$zana z przesuni!ciem &rodka ci!"ko&ci w bok, ktra wydaje si! mo"e

zaistnie% to wtedy, gdy w sytuacji awaryjnej nie mo"na zu"y% paliwa w zbiorniku


12/33

12

na jednym ze skrzyde#. Niezrwnowa"ony ci!"ar na pewno da uda si! podtrzyma%lotk$, ale lot nie b!dzie mg#by%kontynuowany, ze wzgl!du na skrcenie zasi!gu.

Na rysunku poni"ej przedstawiono wykres arkusz za#adowania dla samolotu PiperSeneca.

Na osi pionowej odznaczono mas! samolotu (w#a&ciwie jest to suma mas samolotupustego, za#ogi, pasa"erw, palliwa i baga"u dla danych warunkw obci$"enia).Wype#nianie arkusza zaczynamy od masy samolotu i wyj&ciowego po#o"enia &rodkaci!"ko&ci. Dodajemy kolejno masy pasa"erw na przednich fotelach, &rodkowych itd.a" do chodzimy do ca#kowitej masy samolotu gotowego do startu. Nachylenie

krzywych po jakich poruszamy si! od punktu do punktu jest znane (wynikaz odleg#o&ci danej masy od bazy), zmienna jest tylko masa np. baga"yw poszczeglnych baga"nikach i ilo&%paliwa.

Warto zwrci% uwag!, "e dla wi!kszych mas samolotu dopuszczalne przedniepo#o"enie &rodka ci!"ko&ci jest przesuni!te do ty#u samolotu w porwnaniudo mniejszych mas. Powd tego mo"e by% taki, "e do uniesienia przedniego ko#asamolotu do startu musi wystarczy% pe#nego wychylenia steru wysoko&ci. Warto

pami!ta%, "e si#y aerodynamiczne zale"$ od pr!dko&ci lotu, dlatego manewrywykonywane na pr!dko&ci przelotowej nie musz$ by% wykonalne na pr!dko&ci

podej&cia do l$dowania lub pr!dko&ci oderwania od pasa.

W przypadku Cessny 152 po#o"enie linii odniesienia i obwiednia zakresudopuszczalnego &rodkw ci!"ko&ci samolotu znajduje si!na nast!pnej stronie.


13/33

13

Rysunek powy"ej pokazuje p#aszczyzn! odniesienia pomiarw na &cianie ogniowejsamolotu i ustawienie samolotu do wa"enia. Zgodnie z przepisami wa"enie samolotu

przeprowadza si!raz na 4 lata.

Dla Cessny 152 przesuni!cie &rodka ci!"ko&ci poza dopuszczalne granice jest trudne.Nie nale"y przeci$"a% baga"nika i &rodek ci!"ko&ci nie przesunie si! za daleko doty#u. Przekroczenie dopuszczalnego ci!"aru do startu jest ju" ca#kiem

prawdopodobne. Za#oga z#o"ona z ros#ych osb mo"e #atwo przekroczy%dopuszczaln$mas!, zw#aszcza po zatankowaniu zbiornikw do pe#na.


14/33

14

5. Zesp#nap!dowy.

5.1)mig#o.

Zasada dzia#ania &mig#a jest zbli"ona do dzia#ania skrzyd#a. )mig#o porusza si!ruchem bardziej skomplikowanym ni"skrzyd#o. Obraca si!wraz z wa#em korbowymsilnika i jednocze&nie porusza si! ruchem post!powym wraz z poruszaj$cym si!samolotem.

Rysunek 1

Rysunek 1 pokazuje rozk#ad pr!dko&ci na &migle zamocowanym na samolocieporuszaj$cym si!z pr!dko&ci$V.Poniewa" elementy #opaty po#o"one dalej od osi obrotu wiruj$ z pr!dko&ciamiwi!kszymi ni" elementy bli"ej osi obrotu k$t natarcia elementu #opaty zale"y ododleg#o&ci elementu #opaty od osi obrotu. Tak jak to przedstawia rysunek poni"ej.

Rysunek 2

Szkic po lewej stronie Rysunku 2 przedstawia sytuacj!w przekroju oddalonym od osiobrotu o r

1, jak zaznaczono na Rysunku 1, szkic prawy to sytuacja w przekroju

oddalonym o r2. Oba przekroje maj$ ten sam k$t natarcia, ale k$ty ustawienia

przekrojw &nie s$takie same, "1> "

2. Zatem "eby utrzyma%ten sam k$t natarcia na

ca#ej rozpi!to&ci #opata &mig#a musi by% skr!cona najwi!kszy k$t ustawienia #opatyjest w pobli"u piasty &mig#a, a najmniejszy, zbli"ony do p#aszczyzny wirowania

#opaty na ko'cwce. Takie skr!cenie nazywa si! geometrycznym. Najcz!&ciejzmianie ulega nie tylko kierunek ci!ciwy profilu, ale rwnie" zmienia si! profil


15/33

15

aerodynamiczny. Grube profile znajduj$ si!blisko piasty &mig#a, cienkie w pobli"uko'cwki. Wynika to zarwno z aerodynamiki i wytrzyma#o&ci konstrukcji #opaty.Gruby profil daje wi!ksz$si#!no&n$, a jednocze&nie zapewnia wi!ksz$wytrzyma#o&%na zginanie. Cienki profil stawia mniejszy opr, a poniewa"przekroje &mig#a bliskoko'cwki poruszaj$si!szybko to daj$odpowiedni$si#!no&n$.

Iloraz pr!dko&ci lotu samolotu przez pr!dko&% obwodow$ &mig#a nazywa si!posuwem &mig#a:

J=V

ns"D

gdzie:

J posuw &mig#a [bezwymiarowy]

V pr!dko&%lotum

s

"

#$%

&'

ns- obroty &mig#a

1

s

"

#

$

%

&

'

D &rednica &mig#a [m]

Rysunek 3

Do interpretacji fizycznej posuwu &mig#a pos#u"y rysunek 3.K$t & to k$t nastawienia #opaty (zwykle przyjmuje si!nastawienie przekroju w 0.7

promienia &mig#a). U pr!dko&% obrotowa fragmentu #opaty, V pr!dko&% lotu i Wwypadkowa pr!dko&%nap#ywu powietrza na profil &mig#a.S1- rzut toru ruchu elementu #opaty w czasie jednego obrotu &mig#a na p#aszczyzn!

pionow$. Samolot w czasie jednego obrotu przeleci odleg#o&% Hrz

, ktr$ nazwano

skokiem rzeczywistym &mig#a. Gdyby element #opaty porusza# si! w o&rodkunie&ci&liwym k$t natarcia rwna#by si!zero (&ruba wkr!cana w nakr!tk!porusza si!oskok ruchem post!powym o skok linii &rubowej na ka"dy obrt &ruby). Czyli element#opaty porusza#by si! po torze, ktrego rzutem jest linia S

2, a wwczas skok

wynis#by H, jest to skok geometryczny &mig#a. Jak wida% skok geometryczny jestwi!kszy od rzeczywistego o odcinek o d#ugo&ci S, zwany po&izgiem &mig#a.Po&lizg jest miar$k$ta natarcia &mig#a. Skok geometryczny zale"y wy#$cznie od k$tanastawienia &mig#a. Skok rzeczywisty jest zale"ny od kierunku wypadkowej

pr!dko&ci W, czyli jest odpowiednikiem posuwu &mig#a.Do omwienia pozostaje jeszcze zwi$zek mi!dzy k$tem natarcia, a ci$giem &mig#a i

momentem oporowym &mig#a w zale"no&ci od pr!dko&ci lotu.


16/33

16

Na rysunku 4 pokazano trzy przypadki ruchu

&mig#a. Przypadek a) zachodzi na ziemi wczasie prby silnika. Samolot nie porusza si!,

posuw &mig#a wynosi zero, a k$t natarcia rwnyjest k$towi ustawienia #opaty. Przypadek b

zachodzi przy zerowym po&lizgu &mig#a, k$tnatarcia wynosi zero, ale &mig#o wci$"wytwarza ci$g dodatni, a &mig#o pobiera mocod silnika. Przypadek c zachodzi w nurkowaniusamolotu. Pr!dko&% samolotu jest na tyle du"a,"e #opata &mig#a porusza si! z ujemnym k$temnatarcia. W tym momencie &mig#o pobieraenergi! od przep#ywaj$cego powietrza.Wytwarza ci$g ujemny wyhamowuj$cy ruchsamolotu, ale jednocze&nie powodujerozkr!canie si! silnika. Nale"y zmiejszy%

po#o"enie przepustnicy, "eby zapobiecrozkr!ceniu si! silnika ponad obrotymaksymalne. Obroty maksymalne oznaczone s$na obrotomierzu czerwon$kresk$.

Rysunek 4

Do pe#nego opisu &mig#a brakuje ju"tylko okre&lenia jego sprawno&ci.Sprawno&% &mig#a definiuje si! jako iloraz pracy wykonanej przez &mig#o do pracy

jak$ wykonuje silnik na pokonanie oporw &mig#a. Praca to iloczyn si#y i drogiwzd#u", ktrej dzia#a si#a. W jednostce czasu si#a ci$gu &mig#a T przemieszczasamolot o drog!l=V, gdzie V to pr!dko&%lotu.Moc &mig#a czyli praca wykonana w jednostce czasu w ci$gu jednej sekundy to:N

T= T"V

praca wykonana w tym czasie przez silnik:N

m= P

m"U

gdzie U to pr!dko&%obwodowa &mig#a.

Sprawno&%&mig#a mo"na wyrazi%nast!puj$c$zale"no&ci$:" =

NT

Nm

=

T#V

Pm#U

=

T

Pm

#J

Rysunek 5


17/33

17

Sprawno&%&mig#a jest iloczynem jego doskona#o&ci i posuwu.Rysunek 5 przedstawia typowy przebieg sprawno&ci &mig#a w funkcji pr!dko&ci lotu.Jak wida%na rysunku dla &mig#a nieprzestawialnego o sta#ym k$cie ustawienia #opatistnieje jedna pr!dko&%, dla ktrej sprawno&%jest najwi!ksza. W przypadku samolotuCessna 152 wyst!puj$dwa rodzaje &migie#. Optymalizowane do przelotu o wi!kszym

k$cie ustawienia #opat i &mig#a optymalizowane do startu i wznoszenia.

Rysunek 6

Na Rysunku 6 przedstawiono wykres sprawno&ci dla &mig#a przestawialnego, dlakilku k$tw ustawienia #opat i zaznaczono zakresy zmian k$tw dla kilku samolotwu"ywanych w lotnictwie sportowym. Dzi!ki mo"liwo&ci przestawiania #opat mo"nawykonywa%lot na maksymalnej sprawno&ci &mig#a w du"ym zakresie pr!dko&ci lotu.)mig!a przestawialne, a dok#adniej uk#ady sterowania przestawianiem #opat,projektowane s$ tak, by podczas lotu zmieniaj$c k$t ustawienia #opat przy zmianiewarunkw lotu (pr!dko&ci lotu, mocy silnika) utrzymywa%k$ty natarcia na #opatachbliskie optymalnym. Uk#adautomatycznej regulacji utrzymuje przy tym sta#e obrotysilnika (i &mig#a) wybrane przezpilota, a tym samym utrzymuje sta#$moc silnika.

Podsumowuj$c:

k$ty natarcia &mig#a nie s$wielko&ci$sta#$w locie, zmiana k$tw natarcia zachodzi razem ze zmian$ pr!dkos%i post!powej i

obrotowej czyli ze zmian$ posuwu &mig#a bez udzia#u pilota (pooderwaniu samolotu przy starcie nast!puje faza rozp!dzania samolot zwi!kszaswoj$pr!dko&%, a pilot nie zmienia obrotw silnika)

wielko&% k$ta natarcia poszczeglnych przekrojw &mig#a zale"y od r"nicypomi!dzy skokiem geometrycznym, a skokiem rzeczywistym, a wi!c zale"yod po&lizgu, w tym sensie po&lizg stanowi miar!k$ta natarcia &mig#a

skok geometryczny jest odpowiednikiem nominalnego k$ta nastawienia&mig#a czyli przekroju na 0.7 d#ugo&ci #opaty

najwi!kszy ci$g &mig#o wytwarza na postoju samolotu przy obrotach

maksymalnych moc &mig#a na postoju wynosi zero poniewa"nie ma pr!dko&ci post!powej.


18/33

18

5.2Silnik t#okowy.

Cech$ charakterystyczn$ silnikw t#okowych jest to, "e ich moc jest zale"na odwydatku powietrza (masy powietrza w jednostce czasu) przep#ywaj$cej przez uk#addolotowy silnika. W przybli"eniu moc silnika t#okowego jest rwna 280 razy wydatek

powietrza wyra"ony w kg/s.Masa powietrza przep#ywaj$ca w jednostce czasu przez uk#ad dolotowy zale"y odw#a&ciwo&ci fizycznych powietrza, g#ownie od g!sto&ci czyli, wysoko&ci nad

poziomem morza, temperatury i wilgotno&ci.Przybli"ona zale"no&%:

Nh=N

0"

#h

#0

$

1$#

h

#0

7.55

%

&

''''

(

)

****

gdzie:

Nh - moc na wysoko&ci h nad poziomem morzaN

0- moc na poziomie morza

"h- g!sto&%powietrza na wysoko&ci h nad poziomem morza

"0- g!sto&%powietrza na poziomie morza

G!sto&%powietrza mo"na obliczy%z nast!puj$cej zale"no&ci:

"= 0.125# p

1013# 288

273+t

gdzie:

p ci&nienie atmosferyczne [hPa]t temperatura powietrza [

oC]

Na podstawie zale"no&ci przebiegu mocy z wysoko&ci$mo"na pokaza%, "e na pu#apie20 000ft (6100m) moc silnika t#okowego obni"y si!o po#ow!. Zjawisku utraty mocywraz z wysoko&ci$mo"na przeciwdzia#a%stosuj$c spr!"arki. Spr!"arki mechaniczne,ktre do nap!du wykorzystuj$ moc pobran$ z wa#u korbowego silnika i spr!"arkiturbinowe, w ktrych turbina pobiera energi!od gazw wylotowych z silnika i w tensposb nap!dza spr!"ark!. Dzi!ki zastosowniu spr!"arek mo"na utrzymywa%ci&nienie #adowania na wlocie do silnika odpowiadaj$ce warunkom na poziomie

morza do wysoko&ci 15 000 do 20 000ft(4600 6100m).

Rysunek 7 przedstawia przyk#adowe zmianymocy silnika t#okowego z wysoko&ci$ lotu.

Najszybciej traci moc silnik wolnoss$cy.

Warto na chwil!zatrzyma%si!nad wzoremdo obliczania g!sto&ci powietrza. Mo"e ons#u"y%do obliczenia g!sto&ci na okre&lonym

pu#apie. Wymaga to znajomo&ci ci&nienia itemperatury na tym pu#apie lotu.Tego samego wzoru mo"na u"y% dowyznaczenia g!sto&ci na poziomie lotniskalub morza dla niestandartowych warto&cici&nienia i temperatury. G!sto&% powietrza

w upalny letni letni dzie'ni"owy zmniejszysi! w stosunku do warunkw normalnych.Rysunek 7


19/33

19

Np. przy p=960hPa i t=38

oCg!sto&%powietrza b!dzie ni"sza od standartowej o 12%,

a tym samym silnik straci swoj$moc. B!dzie to wyra(nie odczuwalne w czasie startu.Wilgo%zawarta w powietrzu rwnie"zmniejsza moc silnika.

5.3Moc rozporz$dzalna zespo#u &mig#o silnik.

Niestety, moc zespo#u silnik &mig#o (w skrcie ZSS) jest mniejsza ni"moc silnika,dlatego "e sprawno&%&mig#a jest zawsze mniejsza od 1.

Nr=N

h"#

gdzie:

Nr- moc rozporz$dzalna ZSS

Rysunek 8

Rysunek 8 przedstawia zmian!mocy rozporz$dzalnej ZSS w funkcji pr!dko&ci lotudla r"nych wysoko&ci. Zmiany z wysoko&ci$s$analogiczne jak zmiany mocy silnikaz wysoko&ci$, a zmiany z pr!dko&ci$ s$ analogiczne jak zmiany wsp#czynnikasprawno&ci &mig#a.

Rysunek 9

Rysunek 9 pokazuje moc rozporz$dzaln$ZSS w funcji pr!dko&ci lotu dla jednejwysoko&ci dla r"nych ustawie'przepustnicy.


20/33

20

6.Osi$gi.

6.1Metoda mocy.

Rysunek 10

Obliczenia osi$gw samolotu przy pomocy tej metody dokonuje si! przy

nast!puj$cych za#o"eniach:a)kierunek si#y ci$gu Psjest rwnoleg#y do kierunku pr!dko&ci lotu V,b)k$t toru lotu 'jest ma#y, nie przekracza 20 stopni,c)zachowana jest rwnowaga pod#u"na samolotu, b$d(dzi!ki dzia#aniu pilota, b$d(te"naskutek pracy uk#adu automatycznego sterowania.

Rwnania ruchu samolotu maj$wwczas nast!puj$c$posta%:Px +

m " g" sin #( )$T= 0 Pz "m # g#cos $( ) =0

Gdy pierwsze rwnanie pomno"ymy przez V i wykorzystamy zwi$zek na pr!dko&%wznoszenia: w=V*sin(') otrzymamy rwnanie mocy:

Np +

m " g"w =Nr

gdzie:

Np =

Px"V- moc potrzebna do danej fazy lotu

Nr= T"V- moc rozporz$dzalna ZSS

m masa samolotu

g przy&pieszenie ziemskie

Z powy"szych zale"no&ci wynikaj$nast!puj$ce zwi$zki:

w =N

r"N

p

m # g=

$N

m # g

"=arcsin w

V

#

$%

&

'()

w

V=

Nr* N

p

m+ g+V=

Pr* P

p

m+ g=

,P

m+ g

gdzie:

"N- nadmiar mocy

"P - nadmiar ci$guDrugie rwnanie ruchu rozpisujemy w nast!puj$cy sposb:1

2" #"V

2" S"Cz $m " g"cos %( ) =0

Przy za#o"eniu, "e k$t toru lotu jest ma#y cos(')(1 mamy wzr na pr!dko&%lotu:

V=2"m " g

#" S "

1

Cz


21/33

21

Po wprowadzeniu tej wielko&ci do wzoru na moc potrzebn$otrzymamy nast!puj$cewyra"enie:

Np = Px "V =1

2" #" S"Cx "V

3

Np =m " g"

2

#"

m " g

S "

Cx2

Cz3

Wzr powy"szy pozwala prowadzi% obliczenia analityczne, ale nie daje wgl$duw przebieg mocy potrzebnej. Przebiegi te zostan$ omwione w kolejnychrozdzia#ach.

6.2Lot poziomy

Rysunek 11

Jak wida% na Rysunku 11 istnieje taka pr!dko&% lotu poziomego dla ktrej mocpotrzebna jest najmniejsza. Jest to tak zwana pr!dko&% ekonomiczna. Pr!dko&%ekonomiczna jest to taka pr!dko&%, ktra pozwala samolotowi z moc$zd#awion$(lubzatrzymanym silnikiem) porusza% si! z najmniejsz$ pr!dko&ci$ opadania. Rysunek

poni"ej.

Rysunek 12


22/33

22

Biegunowa pr!dko&ci lotu &lizgowego jest podstawow$ pomoc$ w lociedla szybownikw. Warto jednak pami!ta%, "e samolot w przypadku awarii silnikazamienia si! w szybowiec i to o du"o mniejszej doskona#o&ci. Czyli pr!dko&%opadania jest du"o wi!ksza dla samolotu ni" dla szybowca. Nale"y bezwzgl!dniezna%pr!dko&%optymaln$dla smolotu, na ktrym wykonuje si!loty (znale(%j$mo"na

w instrukcji u"ytkowania w locie) dla Cessny 152 pr!dko&%optymalna wynosi 60kt.Z wysoko&ci 1000ft nad terenem mo"na lotem szybowym w bezwietrznychwarunkach przelecie% 1 NM (mila aeronautyczna) (1NM=1.852 km). Zasi!g

przy silnym wietrze mo"e by% bardzo ma#y i pilot ma niewiele czasu do wybraniamiejsca l$dowania awaryjnego. Nie wolno za& zmniejsza% pr!dko&ci opadaniakosztem pr!dko&ci lotu wtedy samolot b!dzie przepada# jeszcze szybciej, a w czasiezakr!tw mo"e wpa&%w korkoci$g.Z Rysunku 11 i 12 wynika tak"e, "e wychylenie klap powoduje:- zmniejszenie najmniejszej pr!dko&ci lotu- powi!ksza pr!dko&%opadania w locie &lizgowym- powi!ksza moc potrzebn$do lotu poziomego.

Z tego powodu klap nie u"ywa si! do lotu poziomego, lecz w takich przypadkach,gdy potrzebna jest wi!ksza si#a no&na na mniejszych pr!dko&ciach. Wzrost mocy

potrzebnej na klapach ma rwnie"w pewnych warunkach korzystny wp#yw, o tymb!dzie w kolejnych rozdzia#ach.

6.3Zakr!t

Zanim omwiona zostanie moc niezb!dna do wykonania zakr!tu warto przypomnie%sobie rozk#ad si#w zakr!cie.

Rysunek 13

Rysunek 13 pokazuje samolot poruszaj$cy si!w zakr!cie prawid#owym (z kulk$w&rodku). Przechylona si#a no&na w zakr!cie musi zrwnowa"y%ci!"ar samolotu, ktryzawsze dzia#a w pionie. Zatem musi by%spe#niony nast!puj$cy warunek:

Pz =

Q

cos "( ) czyli si#a no&na w zakr!cie musi by% wi!ksza ni" w locie poziomym.

Mo"na to uzyska% na dwa sposoby, zwi!kszaj$c k$t natarcia lub pr!dko&% lotu.Wybr zale"y od pr!dko&ci lotu przed zakr!tem, je&li jest to bezpieczna pr!dko&%


23/33

23

(dla Cessny 65-70 kt) mo"na zwi!kszy%k$t natarcia, dla pr!dko&ci mniejszych nale"yotworzy%przepustnic!lub pochyli%mask!samolotu w d#.Pr!dko&% w zakr!cie dla zachowania sta#ego k$ta natarcia musi wzrosn$%w nast!puj$cy sposb:

Vz=

Vlp

cos "( ) gdzie:

Vz- pr!dko&%w zakr!cie

Vlp - pr!dko&%lotu poziomego

)- k$t przechyleniaZe wzoru powy"ej wida%, "e nie da si! wykona% zakr!tu lec$c z pr!dko&ci$minimaln$, gdy"samolot natychmiast przeci$gnie si!.Wykorzystuj$c te zale"no&ci otrzymano nast!puj$ce wzr na moc potrzebn$do wykonania prawid#owgo zakr!tu:

Nz=

1

2"#

"S

"Cx

"Vlp

3"

1

cos3 $( )=

Np lp"

1

cos3 $( ) gdzie:

Nz- moc potrzebna do wykonania zakr!tu na tym k$cie natarcia co lot poziomy

Np lp

- moc potrzebna do lotu poziomego.

Z powy"szego wzoru wynika, "e lec$c z pr!dko&ci$ maksymaln$ nie dysponujemyju" moc$ silnika, aby zwi!kszy% pr!dko&% lotu dlatego zakr!t na maksymalnejpr!dko&ci lotu poziomego mo"e si!odbywa%tylko ze zni"aniem.

Rysunek 14

Na Rysunku 14 przedstawiono wzrost pr!dko&ci przeci$gni!cia w zakr!cieprawid#owym w funkcji k$ta przechylenia. Bezwgl!dnie nale"y o tym pami!ta%w fazie lotu z ma#$pr!dko&ci$, czyli na wznoszeniu i podej&ciu do l$dowania.


24/33

24

6.4Bilans mocy.

W rozdziale tym zestawiono wykresy mocy potrzebnej i rozporz$dzalnej i opisanowarunki lotu samolotu.

Rysunek 15

Analiza Rysunku 15 pozwala na okre&lenie wi!kszo&ci parametrw osi$gowychsamolotu.

1) Pr!dko&% maksymalna lotu poziomego znajduje si! na przeci!ciu krzywejmocy rozporz$dzalnej i krzywej mocy potrzebnej.

2)

Pr!dko&%ekonomiczna znajduje si!w siodle wykresu mocy potrzebnej.3) Z punktw przeci!cia krzywych mocy rozporz$dzalnej z krzyw$ mocy

niezb!dnej otrzymamy pr!dko&% lotu poziomego dla danego ustawieniaprzepustnicy.

4)

Najwi!ksza odleg#o&%mi!dzy krzyw$mocy rozporz$dzalnej a krzyw$mocyniezb!dnej odpowiada pr!dko&ci maksymalnego wznoszenia.

5) Krzywe pokazuj$ jakie operacje musi wykona% pilot, je&li chce zmniejszy%pr!dko&% lotu z pr!dko&ci V

max na pr!dko&% lotu V

2. Musi przymkn$%

przepustnic!ga(nika z warto&ci maksymalnej na warto&%75% i jednocze&niezmieni% k$t natarcia z "

3 na "

2. Je&li pilot nie skoordynuje po#o"enia

przepustnicy z k$tem natarcia to pr!dko&% samolotu nie zmieni si!, wci$"bedzie wynosi#a Vmax

lecz ze wzgl!du na deficyt mocy oznaczony "#Nsamolot b!dzie zmniejsza#wysoko&%lotu.

6) Je&li pilot wykonuj$c powy"ej opisane operacje zwi!kszy k$t natarciado warto&ci "

1 to pr!dko&% lotu zmniejszy si!do V

1 i ZSS b!dzie dostarcza#

nadmiar mocy +"Ni samolot zacznie si!wznosi%.Siod#o na krzywej mocy potrzebnej rozdziela stany lotu samolotu na dwa przypadki:od pr!dko&ci V

ekdo V

max i od pr!dko&ci V

mindo V

ek. Przypadek pierwszy ju"zosta#

omowiony powy"ej. Oglna charakterystyka jest taka, "e zwi!kszaniu po#o"eniaprzepustnicy towarzyszy zwi!kszanie pr!dko&ci, a &ci$ganie dr$"ka powodujewznoszenie i spadek pr!dko&ci.W zakresie pr!dko&ci od Vmin do Vek samolot zachowuje si!wbrew oczekiwaniom


25/33

25

pilota. Do zmniejszenia pr!dko&ci lotu potrzebne jest zwi!kszenie k$ta natarciai zwi!kszenie otwarcia przepustnicy. Sta#emu otwarciu przepustnicy towarzyszyodwrotna sterowno&% pod#u"na: &ci$ganie dr$"ka sterownicy wywo#uje opadaniesamolotu, oddanie dr$"ka wywo#uje wznoszenie samolotu. W#a&nie dlatego dzia#anieklap i np. wypuszczonego podwozia przesuwaj$ce krzyw$mocy niezb!dnej w lewo

jest korzystne. Lecimy na bardziej otwartej przepustnicy, ale za to w zakresie lotu,gdzie wyst!puje tendencja do zachowania pr!dko&ci lotu.

6.5Wp#yw wysoko&ci na osi$gi.

Rysunek 16Wraz z wysoko&ci$ ro&nie pr!dko&% minimalna ze wzgl!du na wi!ksz$ g!sto&%

powietrza przy ziemi. Zmniejsza si! te" moc potrzebna na wi!kszej wysoko&cize wzgl!du na mniejsz$g!sto&%. Maleje jednak znacznie moc rozporz$dzalna i zakres

pr!dko&ci zmniejsza si!, zmniejsza si!te"nadmiar mocy.Zwi!kszaj$c wysoko&% lotu dojdziemy do takiej sytuacji gdzie krzywa mocy

potrzebnej i rozporz$dzalnej b!d$mia#y jeden punkt wsplny na pr!dko&ci zbli"onejdo pr!dko&ci V

ek. Gdy to nast$pi samolot osi$ga pu#ap teoretyczny. Jest to wyzwanie

dla techniki pilota"u, bo pr!dko&% lotu jest jednocze&nie maksymalna i minimalnaV =V

min=V

max. Jak pokazano na rysunku 17.

Rysunek 17


26/33

26

6.6Lot wznosz$cy.

Lot wznosz$cy, zgodnie z tym co zosta#o powiedziane w punkcie 6.4, jest mo"liwywtedy gdy istnieje nadwy"ka mocy rozporz$dzalnej nad potrzebn$, a wielko&%

pr!dko&ci wznoszenia mo"na wyznaczy% zgodnie z metod$ opisan$ w 6.1. Masa

samolotu lekkiego jest w#a&ciwie sta#a w czasie lotu, zmienia si! tylko o mas!wypalanego paliwa. W samolocie komunikacyjnym masa wypalanego paliwa nie jest

ju" warto&ci$ pomijaln$ i w obliczeniach osi$gw samolotw komunikacyjnychnale"y uwzgl!dnia% mas! zu"ywanego paliwa. Na Rysunku 15 pokazano,"e nadwy"ka mocy jest najwi!ksza dla pr!dko&ci nieco powy"ej V

ek. Chc$c wznosi%

si!najszybciej pilot powinien wzosi%si!w#a&nie z t$pr!dko&ci$.

Rysunek 18

Na Rysunku 18 przedstawiono krzyw$nadmiaru mocy wzgl!dem pr!dko&ci lotu. Napodstawie analizy wykresu mo"na wyci$gn$%nast!puj$ce wnioski:

pr!dko&% najwi!kszego wznoszenia Vy odpowiada k$towi natarcia "opt

i jednocze&nie najwi!kszemu nadmiarowi mocy, pr!dko&% ta zapewnianajwi!kszy przyrost wysoko&ci w najkrtszym czasie

pr!dko&% najwi!kszego k$ta wznoszenia Vx odpowiada k$towi natarcia "

ek,

pr!dko&%ta zapewni najwi!kszy przyrost wysoko&ci na najkrtszej drodze.

Rysunek 19


27/33

27

Rysunek 19 pokazuje kiedy pilot powinien wznosi% samolot z pr!dko&ci$maksymalnego k$ta wznosznia. Po mini!ciu przeszkd nale"y pochyli% mask!i zwi!kszy%pr!dko&% lotu. Nie wolno wykonywa% zakr!tw lec$c na pr!dko&ci V

x,

wznoszenie z t$ pr!dko&ci$ odbywa si! w pobli"y krytycznego k$ta natarciai w zakr!cie mo"na #atwo doprowadzi%do przeci$gni!cia.

Rysunek 20

Rysunek 20 przedstawia zmian!pr!dko&ci wznoszenia w funkcji wysoko&ci oraz czaspotrzebny do osi$gni!cia pu#apu. Na pu#apie teoretycznym pr!dko&% wznoszeniawynosi 0. Pu#ap teoretyczny jest trudno osi$gn$%w atmosferze rzeczywistej. Ka"dy

podmuch wznosz$cy na pu#apie teoretycznym doprowadzi#by do przeci$gni!ciasamolotu. Najcz!&ciej stosuje si! poj!cie pu#apu praktycznego tj. takiego gdy

pr!dko&%wznoszenia spada do 0.5m/s.

6.7

Lot &lizgowy samolotu.

Na Rysunku 12 pokazano biegunow$ lotu &lizgowego samolotu. *ni"anie samolotuwykonuje si!na mocy zd#awionej, "eby nie zwi!ksza%pr!dko&ci lotu.W sytuacji normalnej podej&cia do l$dowania gdy pr!dko&% opadania zwi!ksza si!nale"y otworzy% przepustnic! w wi!kszym stopniu i powrci% na ustalon$ sci!"k!schodzenia. S$ zwolennicy podej&cia do l$dowania na prostej na mocy zd#awionej,tak aby w przypadku awarii silnika dotrze%do progu pasa lotem szybowym.

Niebezpieczne jest podchodzenie do l$dowania na du"ym k$cie natarcia. Taki stanlotu charakteryzuje si! du"$ pr!dko&ci$ opadania i samolot z du"ym op(nieniemzareaguje na zwi!kszenie obrotw. )ci$ganie dr$"ka mo"e spowodowa%

przeci$gni!cie i raptowny wzrost pr!dko&ci opadania.Dla Cessny w warunkach bezwietrznych nale"y przyj$%, "e od trzeciego zakr!tudo wyrwnania lot odbywa si! w zakresie pr!dko&ci 65-70kt. Wi!ksza pr!dko&%zalecana jest dla pilotw z mniejszym do&wiadczeniem. Po wyj&ciu na prost$otwieramy pe#ne klapy i trymujemy samolot na 70kt.Je&li lot odbywa si! w wietrznej pogodzie nale"y trzyma% silnik na obrotachwi!kszych od biegu ja#owego. Przy podchodzeniu z silnym czo#owym wiatrem nale"yutrzymywa% wi!ksz$ pr!dko&% rz!du 75kt. Z klapami zasada jest nast!puj$ca ma#ywiatr du"e klapy, silny wiatr ma#e klapy. W przypadku C152 nale"y zastosowa%klapy20

o. W czasie silnego wiatru zdj!cie gazu nale"y wykona% tu" po wyrwnaniu,przed przyziemieniem.


28/33

28

W sytuacji awaryjnej nale"y przede wszystkim zachowa% spokj. W czasie przelotuna trasie, gdy silnik przerwie prac! nale"y bezwzgl!dnie pilnowa% pr!dko&ci lotu,tylko pr!dko&% zabezpiecza samolot przed przepadni!ciem. Nale"y pami!ta%,"e maksymalny zasi!g szybowania uzyskamy lec$c z pr!dko&ci$optymaln$dla C15260kt.

Rysunek 21

Nale"y mie% swiadomo&%, "e intuicyjne &ci$gni!cie dr$"ka gdy samolot leciz pr!dko&ci$optymaln$spowoduje niedolot do lotniska jak to pokazano na Rysunku21. Taki sam efekt b!dzie mia#lot z pr!dko&ci$wi!ksz$od optymalnej.

Rysunek 22

Rysunek 22 przedstawia wp#yw klap na lot szybowy. Dzi!ki klapom mo"na szybowa%bardziej stromo ni"w locie bez klap, ale z t$sam$pr!dko&ci$. Klap nale"y u"y%gdymusimy skrci%zasi!g lotu szybowego.

6.8Start.

Rysunek 23


29/33

29

Rysunek 23 pokazuje wszystkie etapy startu samolotu. Start dla samolotw lekkichko'czy si!w momencie gdy samolot osi$ga wysoko&% 15m. Na rysunku widoczny

jest samolot z k#kiem tylnym. W przypadku C152 z k#kiem przednim zamiast etapurozbiegu z uniesionym ko#em tylnim wyst!puje etap z uniesionym k#kiem przednim.Do startu pilot wko#owuje na pas startowy i po sprawdzeniu gotowo&ci samolotu

do startu otwiera maksymalnie przepustnic!i zwalnia hamulce.Etap rozbiegu na 3 ko#ach trwa do momentu gdy pr!dko&%samolotu wzro&nie na tyle,"e ster wysoko&ci stanie si!skuteczny i "e mo"liwe jest oderwanie k#ka przedniego.W dalszej cze&ci rozbiegu samolot przy&piesza i skrzyd#o w coraz wi!kszym stopniuodci$"a ko#a g#wne podwozia. W momencie, gdy si#a no&na zrwnowa"y ci!"arsamolotu nast!puje koniec rozbiegu i zaczyna si!faza rozp!dzania. Oderwanie C152w zale"no&ci od ci!"aru nast!puje przy pr!dko&ci 50-55kt.Pilot utrzymuje samolot na wysoko&ci kilku metrw, aby nabra% pr!dko&ci

bezpiecznego wznoszenia. Jest faza rozp!dzania. Dla C152 pr!dko&% bezpiecznegowznoszenia to 60-70kt. Po osi$gni!ciu tej pr!dko&ci pilot przechodzi na wznoszenie.Od czego zale"y d#ugo&%startu?Dlugo&%rozbiegu w sposb bardzo przybli"ony wyra"a si!nast!puj$cym wzorem:

Lr=

VoW( )

2

2" asr

gdzie:

Lr- d#ugo&%rozbiegu

Vo- pr!dko&%oderwania

W pr!dko&%wiatru (+ gdy start odbywa si!z wiatrem, - gdy pod wiatr)a

sr- &rednie przy&pieszenie w trakcie rozbiegu

Vo =2"m " g

#"S"Czo

gdzie:

Czo

- jest wsp#czynnikiem si#y no&nej przy oderwaniu, nie powinien przekracz%0.85"C

zmax

Ju" z drugiego wzoru wida%, "e pr!dko&% oderwania samolotu b!dzie mniejszaprzy wi!kszym C

zodla samolotu o tej samej masie.

a =T" P

x+ F

t( )m

Ft =

f " m " g# Pz( )

gdzie:

Ft- si#a oporu od tarcia k#podwoziaf wsp#czynnik tarcia zale"ny od rodzaju nawierzchni pasa

nawierzchnia betonowa f=0.04

nawierzchnia trawiasta twarda f=0.05

nawierzchnia trawiasta mi!kka f=0.08 nawierzchnia trawiasta podmok#a f=0.09 nawierzchnia pokryta suchyma &niegiem f=0.1 nawierzchnia pokryta mokrym &niegiem f=0.3

Wp#yw na wsp#czynnik tarcia ma ugi!cie opony, czyli zale"ny jest od ci&nieniaw oponie, ale i od masy ca#kowitej samolotu. Mo"na przyj$%, "e d#ugo&%startu rwna

jest 3 d#ugo&ciom rozbiegu.


30/33

30

6.8.1 Inne czynniki wp#ywaj$ce na d#ugo&%startu samolotu

6.8.1.1Parametry pracy silnika.

Decyduj$cy wp#yw na osi$gi samolotu w czasie startu maj$obrotu silnika. Dlategonale"y przeprowadza% prb! silnika przed ka"dym startem do obrotw

maksymalnych. Obroty do startu dla C152 nie powinny by% mniejsze ni"2350 obr/min. W przypadku ni"szych nale"y sko#owa%z pasa i sprawdzi%przyczyn!z mechanikiem.

Spadek obrotw silnika na ziemi z 2300obr/min do 2200obr/min oznacza spadekobrotw o 4.5%, a to oznacza strat! mocy 12%-13%, czyli spadek pr!dko&ciwznoszenia o 125ft/min przy nominalnej pr!dko&ci wznoszenia 1000ft/min, a tak"espadek k$ta wznoszenia o 1.3%.

6.8.1.2U"ycie klapW przypadku Cessny 152 zaleca si! u"ycie klap 10o do startu z nawierzchnitrawiastej i bez wychylonych klap z pasa betonowego. Klapy po starcie chowa si!na wysoko&ci 200ft. U"ycie klap b!dzie zmniejsza#o d#ugo&% startu, gdy" zyskspowodowany wzrostem si#y no&nej przewa"y na niewielkim wzrostem oporu.

6.8.1.3Ci!"ar samolotu.Zmniejszenie ci!"aru startowego samolotu spowoduje zmniejszenie d#ugo&cirozbiegu. Przyrost ci!"aru o 10% procent spowoduje zwi!kszenie d#ugo&ci startuo 20%.

6.8.1.4Kierunek i pr!dko&%wiatru.Instrukcja C152 mwi, "e d#ugo&% startu zmniejszy si! o 10% na ka"de 9kt wiatruczo#owego. W przypadku wiatru w ogon do pr!dko&ci 10kt nale"y wyd#u"y% drog!startu o 10% na ka"de 2kt.

Rysunek 24

Rysunek 24 pokazuje wp#yw wiatru na odleg#o&% od przeszkody na &cie"cewznoszenia. Nie nale"y wykonywa%startu z wiatrem.


31/33

31

6.8.1.5Elewacja lotniska temperatura otaczaj$cego powietrza.Wzrost wysoko&ci po#o"enia lotniska wzgl!dem poziomu morza oraz wzrosttemperatury otoczenia zmniejszaj$ g!sto&% powietrza, co prowadzi do zwi!kszenia

pr!dko&ci niezb!dnej do oderwania samolotu od ziemi i zmniejszenierozporz$dzalnego ci$gu ZSS.

Dane dla C152 podano w tabeli poni"ej.

W czasie startu z lotniska po#o"onego na wysoko&ci ponad 3000ft nale"y zubo"y%mieszank!dla uzyskania maksymalnych obrotw silnika.

6.8.1.6

Nawierzchnia lotniska

Mi!kka nawierzchnia trawiasta wyd#u"a rozbieg typowego lekkiego samolotuw porwnaniu z tward$nawierzchni$trawiast$o 50-60m.Wp#yw nawierzchni lotniska innej ni"sucha i utwardzona:

o 20% wzrasta d#ugo&%startu z krtkiej i suchej trawy o 25% wzrasta d#ugo&%startu z wysokiej i suchej trawy lub krtkiej i mokrej

o 30% wzrasta d#ugo&%startu z wysokiej i mokrej trawy o 25% wzrasta d#ugo&%startu ze &niegu lub mokrego gruntu.

Zaleca si! nie startowa% z lotniska pokrytego traw$ o wysoko&ci przekraczaj$cej25cm!

6.8.1.7Nachylenie lotniska.

Przy starcie pod stok przy&pieszenie samolotu zmniejsza si!na skutek oddzia#ywaniaci!"aru samolotu, w zwi$zku z czym d#ugo&% rozbiegu zwi!ksza si!. Oglna zasadamwi, "e przy nachyleniu lotniska o 2%, podczas startu pod stok d#ugo&% startuwzrasta o 10%.

6.8.1.8Niew#a&ciwy k$t natarcia podczas rozbiegu.K$t natarcia podczas rozbiegu zale"y od wielko&ci uniesienia przedniego k#ka.Istnieje tylko jedno optymalne ustawienie samolotu. Ka"de inne ustawieniespowoduje wyd#u"enie rozbiegu.Proponuje si! ustalenie wsp#czynnika zale"nego od wyszkolenia pilota.Proponowane wsp#czynniki wynosz$1.15 dla pilota z nalotem 200 godzin oraz 1.3dla pilota z mniejszym nalotem albo te" po d#ugiej przerwie, lub te"

przy przeszkalaniu si!na nowy typ.


32/33

32

6.8.1.9Wp#yw ci&nienia atmosferycznego i wilgotno&ci.Spadek ci&nienia standardowego oraz wzrost wilgotno&ci powoduje wzrost d#ugo&cistartu liczonego dla warunkw wzorcowych. Zmniejszenie ci&nienia o 1% zwi!kszad#ugo&%startu o 2%

6.9

L$dowanie

Rysunek 25

Rysunek 25 przedstawia l$dowanie samolotu znad bramki 15m do zatrzymania si!po dobiegu.L$dowanie to jeden z najbardziej odpowiedzialnych etapw ka"dego lotu. Elementytakie jak warunki pogodowe i pora dnia rzutuj$na podej&cie do l$dowania.L$dowanie jest procesem odwrotnym do startu. Samolot podchodzi do l$dowaniaszybuj$c, nad ziemi$ nast!puje wyrwnanie w celu przejscia do wytrzymania.W fazie wytrzymania pilot wytraca pr!dko&% samolotu na zd#awionej przepustnicyi zwi!ksza k$t natarcia. Na pr!dko&ci przyziemienia pilot dotyka ko#ami pasastartowego.

Rysunek 26Ryseunek 26 pokazuje w#a&ciwy sposb planowania lotu szybowego na podej&ciudo lotniska. Punkt szybowania wybiera si! na 15-20 metrw przed znakamil$dowania. L$dowanie gdy punkt planowania zosta# wybrany na znaki powodujel$dowanie z przelotem.Istotnym elementem prawid#owego l$dowania jest aby pr!dko&% l$dowania nie by#anadmiernie wysoka. W przypadku C152 80kt na prostej to jest za du"a pr!dko&%.Dodatkowo zmniejszeniu pr!dko&ci wzgl!dem ziemi sprzyja l$dowanie pod wiatr.Podej&cie do l$dowania powinno odbywa% si! na ustalonych sta#ych parametrach

pracy silnika, sta#ej pr!dko&ci szybowania, z klapami ustawionymi do l$dowaniaoraz ze sta#ym k$tem szybowania.


33/33

samolotyzcz_v1

Documents

Transcript of samolotyzcz_v1