Optymalizacja w projektowaniu obiektów latających projektowanie

Transkrypt

1 Optymalizacja w projektowaniu obiektów latających projektowanie Niniejsze opracowanie jest opisem projektów do wykonania w ramach przedmiotu Optymalizacja w projektowaniu statków powietrznych. Jest to skrócony opis, który ma za zadanie przybliżyć tematykę projektów i pokazać ich wymagania. Przy niektórych przedstawiono przykładowe rysunki i zestawienia. Część opisów jest w języku angielskim ze względu na źródło, z którego były brane (raporty z projektu CAPECON ramach V programu ramowego UE). Szczegóły dotyczące przebiegu każdego projektu, należy uzgodnić z prowadzącym ćwiczenia. Projekt nr 1: Wymiarowanie (sizing) analiza trendów, wyznaczenie konstrukcyjnej masy startowej. Wybór klasy samolotu Analiza trendów, oszacowanie We/Wo Obliczenie współczynników A,C Wybór typowej misji Wyznaczenie (L/D)max i wydłużenia omywanego Aw=b2/Sw Wyznaczenie zużycia paliwa Wf/Wo dla segmentów misji Wyznaczenie tzw. Konstrukcyjnej masy startowej Wo Zbadanie wrażliwości względem istotnego parametru misji. Projekt nr 2: Wyznaczenie głównych parametrów geometrycznych i masowych samolotu Przykład ważnych parametrów i ich wartości: Max masa startowa 93 kg Masa pustego samolotu 488 kg Masa paliwa 225 kg Masa płatna (użytkowa) 217 kg Powierzchnia odniesienia 1,22 m2 Powierzchnia omywana 42 m2 Rozpiętość płata głównego 12,6 m Wydłużenie geometryczne 15,5 Wydłużenie omywane 3,78 SCA,874 m Zbieżność płata,36 Grubość profilu t/c 15, % Długość kadłuba 6,618 m Ciąg lub moc zespołu napędowego 135 HP Obciążenie powierzchni -W/S 91 kg/m2 Obciążenie ciągu T/W lub mocy W/HP 6,9 kg/hp Współczynnik masowy paliwa = masa paliwa / masa startowa,242 Współczynnik pustego samolotu = masa pustego / masa startowa,525 1/15

2 Rozkład masy Structure Propulsion Systems Avionics Empty weight Fuel Payload Takeoff weight 183 kg 24 kg (main engine: 225 kg + auxiliary engine: 15 kg) 5 kg 15 kg 488 kg 225 kg 217 kg 93 kg Center of gravity location and travel (centrogramme) C.G. With empty weight C.G. With payload installed C.G. travel with fuel Definition of aft & forward C.G. limits 76,8 % MAC 24 % MAC 25 % 24 % MAC 25 % 24 % MAC Projekt nr 3: Wyznaczenie głównych parametrów aerodynamicznych samolotu CL=f(α) ; dcl/dα=.968 [1/deg] = 5.51 [1/rad] 2. CL CLmax = Angle of attack [deg] -.5 Clmax clean 1,4 Clmax with flaps for takeoff and landing 1,8 & 2, 2/15

3 CD=f(CL) 2. CL CD CD breakdown Parasite drag Wing Fuselage 2 beams Empenage Total parasite drag CD,65,8,6,6,1948 Si (reference area) 1, ,1 1,22 CDi * Si /S,65,1568,1174,1233,1948 CL/CD=f(CL) 3 CL/ CD CL /15

4 Cm=f(CL) for REFERENCE C.G. - for δe=, δe=-25, δe=25 (najlepiej wyznaczyć moment pochylający płata i kadłuba bez usterzenia wysokości!!!) Przykład dcm/dcl = ; Cm = Cm Elevator deflection: δ f = deg δ f = 25 deg. δ f = -25 deg CL Projekt nr 4: Wyznaczenie osiągów samolotu Vstall 17 km/h (at see level) Vmax 325 km/h ( h=4 m ) Vc cruise velocity in indicated airspeed 13 km/h (EAS for longest endurance) 152 km/h (EAS for longest range) Max Vc 28 km/h Rate of climb (SLS) 7 m/s Max Ceiling altitude 9, km 4/15

5 Flight envelope (at takeoff weight) 1 Flight Altitude [km] 8 6 time to climb 4 climb angle rate of climb Vmax Vmin 2 flight speed fo r max. rate of climb flight speed fo r max. climb angle Max rate of climb [m/s], Max climb angle [deg], time to climb [min] Flight speed [km/h] endurance range endurance [h] range [km] Endurance versus range for several payloads weight for typical mission speed [km/h] Take-off & landing Takeoff distance (at takeoff weight = 93 kg CL,max=2.) Landing distance (at takeoff weight = 71 kg CL,max=2.) Landing distance (at takeoff weight = 93 kg CL,max=2.) 415 m (at 5 feet obstacle) 585 m (from 5 feet obstacle) 688 m (from 5 feet obstacle) 5/15

6 Projekt nr 5: Projekt głównych elementów struktury samolotu, obciążenia, obliczenia wytrzymałościowe zespołów głównych Loads Design weights Weight value [kg] Max. take-off weight Max. landing weight Max. weight with zero fuel V-n diagram 5 C' gu n st + H= 4m 5 km D A = H 7.62 m gust + 5 km 1 gu s t gus -1 t G H= 5k H=5 km E' m -3 F' v (EAS) km/h Main geometrical dimensions 6/15

7 Fuselage dimensions Wing planform dimensions 7/15

8 Horizontal tail planform dimensions Vertical tail planform dimensions Nacelle dimensions Tail-boom dimensions (where applicable) C.G. location 24 % 25 % MAC Landing gear location (main & nose) Ground lines Wetted area breakdown Wing Body Nacelle Vertical stabilizer Total Wing airfoil definition Tail airfoil definition 17,79 m2 12,48 m2 6,71 m2 5,16 m2 42,14 m2 NACA 2415 NACA 12 8/15

9 Flaps, ailerons, elevator and rudder definition (including angular travel) From left to right and from top to bottom: (1) undeflected flap, flaperon and aileron; (2) aileron; (3) flaperon and (4) flap Inverse V-tailplane 9/15

10 Main structural elements Fuselage main longerons and frames arrangement Wing main spars and ribs arrangement 1/15

11 Przykład struktury skrzydła 11/15

12 Production breaks Projekt nr 6: (nieobowiązkowy) Dynamika samolotu: stateczność statyczna, oscylacje szybkie, holendrowanie, zakręty, odpowiedź na zaburzenia Wybrane pochodne aerodynamiczne boczne (przykładowe wartości) Cnβ = f(α) =.99 [1/rad] Clβ = f(α) = * CL [1/rad] Clδa = -,1494 1/rad Cnδr = -,95 1/rad Flying qualities/controllability prędkość uniesienia przedniego kółka Basic longitudinal & lateral qualities (without the flight control) Short period, Dutch roll. Przykład wyników obliczeń: Roll capability T3o (δa=1 ) = 2.45 s (time to bank the aircraft on 3 after ailerons are deflected on 1 ) Landing with side wind condition (25knots) The dynamic stability calculation was made for the following parameters: total weight 9 kg, flight altitude - 3 m. 12/15

13 Short period frequency and damp coefficients PW-13; W=9 kg; H=3 km Short period: λ = ξ + / i η 12 η ξ flight speed (m/s) 16 Short period undamped frequency ( ωnd=sqrt(ξ2+η2) ) and damping ratio ( ζd=ξ/sqrt(ξ2+η2) ) versus flight speed 12 ζ d, ω nd ω nd 8 4 ζd Flight speed (m/s) 16 13/15

14 Dutch Roll frequency and damp coefficients PW-13; W=9 kg, H=3 km Dutch Roll λ = ξ + / i η 12 η 8 4 ξ Flight speed (m/s) 16 Dutch roll undamped frequency ( ωnd=sqrt(ξ2+η2) ) and damping ratio ( ζd=ξ/sqrt(ξ2+η2) ) versus flight speed 12 ζ d, ω nd ω 8 nd 4 ζd Flight speed (m/s) 16 14/15

15 Dutch roll and short period damping ratio ( ζ=ξ/sqrt(ξ2+η2) ) versus flight speed.5 ζ Short period.4.3 Dutch Roll Flight speed (m/s) 16 15/15