1. Obliczenie wstepnej geometrii usterzenia na podstawie danych statystycznych. 1.1 Na podstawie porwnania z modelami Rans S-17 oraz Kolb Fire Fly wyznaczono podstawowe parametry: Cecha objtociowa ust. Poziomego Kh; 0.27Rozpito: 2.3mStosunek ciciwy usterzenia / steru 0.47Odlegoc od 1/4 ciciwy pata do SA usterzenia 4m

Wybrany zostal profil NACA 0012 -> grubo 12% na 30% ciciwy.

Wstpne parametry usterzenia:

2. Wyznaczenie charakterystyk usterzenia poziomego:2.1 Parametr a1_0 wg. Dokumentu W.01.01.05

Dla prdkociprzelotowej V=33.1 m/s i liczby Re=1.5*10^6 parametr a1_0 =5.4882.2 Parametr a2_0 wg. Dokumentu C01.01.03Iloraz ciciwa usterzenia / ciciwa steru = 0.47 . Parametr a2_0 =0.742.3 Parametr b1_0 wg. Dokumentu C04.01.01b1_0=-0.4682.4 Parametr b2_0 wg. Dokumentu c04.01.02b2_0 =-0.76442.5 Przeliczenie maparemtrw na skoczone wyduzenie wg. Skryptu 9 Mechanika lotu 2

a1=a1inf

1+a1infh

(1+t )=3.4367

t wspczynnik korekcyjny Glauerta, wynoszcy 17

a2= 1.27a1( S shS h )(10.2S shS h )=2.71b1=

b1infa1a1inf

=0.2931

b2=b2inf +(a1

a1inf1)b1n=0.6931 --> gdzie n=0.66

UWAGA 1 Zmianie ulegla geometria usterzenia, ale z zachowaniem powyszych wspczynnikw. Zbieznoc zostaa utrzymana na poziomie 3.43 oraz stosunek cieciw steru/usterzenia 0.47. Rozpitoc wynosi 3.14m a ciciwa 0.92m.

UWAGA 2 By by speniony warunek na przedzia si na drku sterowym, zastosowano odienie naroem. Dokadne wymiary znajduja sie na rysunku usterzenia. Wspczynniki b1 i b2 zostay zwikszone o 0.07.

3. Moment pochylajacysamolotu

Pole powierzchni rzutu kaduba na paszczyzn poziom: 2.24 m^2Pole powierzchni rzutu kauba na p. poziom do miejsca umocowania skrzyde: 1.36 m^2D. kaduba 6.26 mOdlego od noska kaduba do 1/4 SCA : 1.8m---> std moment od kaduba Cm0k = 6.8 *10^(-3) . wg. A08.01.07 Zs=Zc-Zsa - odniesione do SCA Zs= -0.35

Wspczynnik proporcjonalnoci dE

d = 2a = 0.49

rodek masy 0.25 SCAMasa 275 kgCmsa -0.12

Kt zerowego CL -0.07 rad

0.0060

0.8mCa 1.6mS 14.4m 2^

D Cmk- wpyw pooenia skrzyda na moment

samolotu bez usterzeniaBk Szeroko kaduba w

miejscu poczenia ze skrzydem

-0.4 -0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4 1.6

-0.18

-0.16

-0.14

-0.12

-0.1

-0.08

-0.06

-0.04

-0.02

0Cm b. k. (Cz)

Cm b.k. 1

Cz

Cm

b. k

.

4. Statecznoc i sterownoc samolotuKt zaklinowania zosta wybrany dla prdkoci przelotowe 33.1 m/s oraz pooenia rodka cikoci w0.3 SCA . zk=0.11246=6.44 stopniWychylenie steru wysokoci dla rnych pooe rodka cikoci w funkcji prdkoci :

Gdzie

Pooenie punktw neutralnych: Przyjto Kdh=-1.5 Ld=0.35 m

Xc-Xsa XcXs1 0.0000 0.25Xs2 0.0300 0.3Xs3 0.1300 0.37

15.5 20.5 25.5 30.5 35.5

-0.2

-0.15

-0.1

-0.05

0

0.05

0.1delta_h (V)

delta_h1delta_h2delta_h3

V [m/s]

rad

Gdzie: Xn - rodek statecznoci ze sterem trzymanymXn' - rodek statecznoci ze sterem puszczonym:Xm - rodek sterownoci ze sterem trzymanym:Xm' - rodek sterownoci ze sterem puszczonym:

Zapasy statecznoci dla Xc=0.37

15 20 25 30 35 400.3

0.35

0.4

0.45

0.5

0.55

0.6

0.65

0.7

0.75

0.8

XnXn'XmXm'V [m/s]

10 15 20 25 30 35 400

0.05

0.1

0.15

0.2

0.25

0.3

0.35

0.4

0.45 HnHn'HmHm'

Zapasy statecznoci dla Xc=0.25

Parametry dla rdka cikoci: Xc=0.25

10 15 20 25 30 35 400

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

0.6

HnHn'HmHm'

10 15 20 25 30 35 40 45 5030

40

50

60

70

80

90

100

110 Przyrost siy na drku sterowym

V [m/s]

15 20 25 30 35 40

-0.35

-0.3

-0.25

-0.2

-0.15

-0.1

-0.05

0Przyrost kta wychylenia steru

dDeltah/(Mg-1).

V [m/s]

15 20 25 30 35 40

-14

-12

-10

-8

-6

-4

-2

0

pochodna siy na drku (prdko)

dPdh/dV_..

15 20 25 30 35 400

0

0

0.01

0.01

0.01

0.01

0.01

0.02

0.02

0.02pochodna kta wychylenia steru (prdko)

dDeltah/dV_..

V [m/s]

Parametry dla rodka cikoci: Xc= 0.37

10 15 20 25 30 35 40 45 5030

35

40

45

50

55

60

65

70

75 Przyrost siy na drku sterowym

dPdh/(Mg-1)

V [m/s]

15 20 25 30 35 40

-7

-6

-5

-4

-3

-2

-1

0pochodna siy na drku (prdko)

dPdh/dV_..

15 20 25 30 35 40

-0.25

-0.2

-0.15

-0.1

-0.05

0

Przyrost kta wychylenia steru

dDeltah/(Mg-1)..

V [m/s]

15 20 25 30 35 400

0

0

0.01

0.01

0.01

0.01pochodna kta wychylenia steru (prdko)

dDeltah/dV_..

V [m/s]

Sprawdzenie warunku maksymalnych si dopuszczalnych:

A=dF Ddn

(nzmax1) gdzie A musi si zawiera pomidzy (drek)

Maksymalny dopuszczalny wspczynnik bezpieczestwa to 3.8 . Dla Xc=0.25Sila zmienia sie od , dla (n_zmax-1) =2.8 daje to A= [N]Dla Xc=0.37Sia zmienia si , dla (n_zmax-1) =2.8 daje to A= [N]Warunki okrelone w przepisach MIL-F8587C s spenione.