Obliczeniowo-Analityczny

Transkrypt

1 Strona / Stron 1/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 naliza w ramach realizacji Projektu Wiatrakowiec STOL o unikalnej konstrukcji Projekt realizowany w ramach programu INNOTECH2, Hi-Tech, dofinansowany przez Narodowe Centrum Badań i Rozwoju dla Fusioncopter Sp. z o.o. OBLICZENI STTECZNOŚCI STTYCZNEJ WITRKOWC FUSIONCOPTER Z WIRNIKIEM DWUŁOPTOWYM Opracowanie FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 O P R C O W Ł:... Świdnik, 31 października 213 rok.

2 Strona / Stron 2/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 S P I S T R E Ś C I strona 1. Dane ogólne Produkt Zespół 3 2. Przedmiot opracowania 3 3. Cel opracowania 3 4. Obowiązujące przepisy i dane projektowe 3. Wnioski 3 6. Obliczenia 6.1 Wstęp 6.2 Wykaz ważniejszych oznaczeń Układ współrzędnych Zakres obliczeń Dane do obliczeń Dane masowe i geometryczne Dane aerodynamiczne płatowca i usterzeń Podwozie schowane Podwozie wypuszczone Łopata wirnika Pozostałe dane Wyniki obliczeń Lot z napędem stateczność podłużna Obliczenia zakresu kątów podłużnego położenia kadłuba w locie poziomym Lot z napędem stateczność boczna Lot poziomy z podwoziem wypuszczonym 8 8. Lot jednosilnikowy Lot bezsilnikowy stateczność podłużna Obliczenia zakresu kątów podłużnego położenia kadłuba w locie bezsilnikowym Lot bezsilnikowy stateczność boczna Wykaz literatury i materiałów źródłowych 12

3 Strona / Stron 3/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 1. DNE OGÓLNE. 1.1 Produkt. : Wiatrakowiec FC-4 z wirnikiem dwułopatowym zgodny z rys. W2..26ver. b Podstawowa geometria oraz zgodny z dokumentem nr FC.w2.DPR.JLI.1.ver2 Dane projektowe - Charakterystyka techniczna i ograniczenia operacyjne wiatrakowca Fusioncopter FC-4 z dn. 4 września 213r. 1.2 Zespół. : Cały wiatrakowiec FC-4 z wirnikiem dwułopatowym. 2. PRZEDMIOT OPRCOWNI Przedmiotem opracowania jest stateczność statyczna wiatrakowca z wirnikiem dwułopatowym z usterzeniem wg rys. W2..26ver. b Podstawowa geometria. 3. CEL OPRCOWNI Celem opracowania jest wyznaczenie charakterystyk stateczności statycznej (równowagi) i charakterystyk sterowności wiatrakowca FC-4 z wirnikiem dwułopatowym Wyniki obliczeń zawarte w tym opracowaniu bazują na charakterystykach aerodynamicznych płatowca i usterzeń uzyskanych z badań tunelowych modelu wiatrakowca zamieszczonych w opracowaniu nr FC.w2.DOB.JBR.9.ver2 pt. naliza wyników badań aerodynamicznych modelu wiatrakowca FC-4 oraz wynikających ze zmian geometrii wiatrakowca w szczególności zmian usterzenia a także z aktualizacji podstawowych ograniczeń projektowych zawartych w dokumencie nr FC.w2.DPR.JLI.1.ver2 z 4 września 213r. (lit. [ ]) i z aktualizacji mas i położeń środka ciężkości wiatrakowca zawartych w dokumencie nr FC.w2.DOB.JLI.1.ver6 z 22 sierpnia 213r. (lit. [ 6 ]) 4. OBOWIZUJĄCE PRZEPISY I DNE PROJEKTOWE. 1. Certification Specifications for Small Rotorcraft, CS-27. Wydanie z 11 grudnia 212r. 2. Dane projektowe - Charakterystyka techniczna i ograniczenia operacyjne wiatrakowca Fusioncopter FC-4. Opracowanie nr FC.w2.DPR.JLI.1.ver2 wydanie z 4 września 213r. 3. CP 643. British Civil irworthiness Requirements. Section T Light Gyroplanes. Wydanie z 9 maja 213r.. WNIOSKI. 1. Charakterystyki stateczności statycznej wiatrakowca FC-4 z wirnikiem dwułopatowym praktycznie nie różnią się od charakterystyk wiatrakowca FC-4 z wirnikiem czterołopatowym. 2. Wiatrakowiec charakteryzuje się podłużną statecznością statyczną dla pełnego zakresu położeń środka ciężkości i zakresu mas wiatrakowca odpowiadających przewidywanym konfiguracjom ładunku i osób na pokładzie. 3. Wiatrakowiec charakteryzuje się boczną statecznością statyczną dla pełnego zakresu położeń środka ciężkości i zakresu mas wiatrakowca odpowiadających przewidywanym konfiguracjom ładunku i osób na pokładzie. 4. Wiatrakowiec charakteryzuje się kierunkową statecznością statyczną dla pełnego zakresu położeń środka ciężkości i zakresu mas wiatrakowca odpowiadających przewidywanym konfiguracjom ładunku i osób na pokładzie.

4 Strona / Stron 4/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1. W przypadku lotu z jednym niepracującym silnikiem lot poziomy z maksymalną masą nie będzie możliwy z powodu deficytu mocy silnika. Moc niezbędna do lotu poziomego silnika jest większa od rozporządzalnej mocy jednego silnika Rotax 912. Dlatego po awarii jednego silnika w locie, lot z maksymalną masą będzie odbywał się z opadaniem ok. 2m/s. Przy masach wiatrakowca mniejszych od masy maksymalnej możliwy będzie lot poziomy przy jednym niepracującym silniku w zakresie prędkości lotu zależnym od masy wiatrakowca w locie. 6. Z uwagi na zakres sterowania sterem kierunku <-2; +2> stopni i możliwość równoważenia momentu kierunkowego od śmigła pracującego silnika, lot z jednym niepracującym silnikiem będzie możliwy powyżej prędkości lotu V=6km/h. Zmniejszenie mocy pracującego silnika i lot z opadaniem znacząco zwiększają zapas sterowania kierunkowego. 7. Wiatrakowiec charakteryzuje się pozytywną statecznością boczną po kącie ślizgu. Lot ze ślizgiem wymaga przechylenia osi wirnika przy prawym ślizgu (napływ z lewej strony kąt Beta ujemny) oś wirnika powinna być przechylona w lewą stronę, a przy lewym ślizgu oś wirnika powinna być przechylona w prawą stronę. 8. W locie ze ślizgiem, gdy napływ występuje z lewej strony wiatrakowiec przechyla się w lewą stronę (w stronę napływu) i odwrotnie lot z lewym ślizgiem (napływ z prawej strony) powoduje przechylenie wiatrakowca w prawą stronę. Przy dużych prędkościach lotu występuje duża wartość kąta przechylenia wiatrakowca. 9. Z uwagi na zakres sterowania przechylaniem osi wirnika B1W=<-1st.;+1st.>, na małych i średnich prędkościach lotu silnikowego może być realizowany ślizg Beta= 2 stopni. Natomiast na maksymalnych prędkościach lotu ślizg może być realizowany w mniejszym zakresie kątów ślizgu <-1st.;+1st.>. 1. W locie z napędem i bez ślizgu wymagany do równowagi kąt przechylania osi wirnika B1W zmienia się w granicach od.7 stopnia do -3. stopni a wlocie bez napędu B1W zmienia się od.4 do.2 stopnia. Dlatego zapas sterowania bocznego jest bardzo duży. 11. Minimalne prędkości pionowe (opadania) w locie bezsilnikowym znajdują się w zakresie od 4.m/s do.m/s z tendencją taką, że większa prędkość opadania odpowiada większej masie wiatrakowca w locie. Minimalne opadanie występuje przy prędkościach lotu od V=8km/h (przy małych masach wiatrakowca) do V=11km/h (przy masie maksymalnej wiatrakowca). 12. Minimalny kąt trajektorii lotu bezsilnikowego wynosi od Tet =-8. do 9. stopnia i występuje przy optymalnej prędkości lotu bezsilnikowego (największego zasięgu w locie bezsilnikowym), która zmienia się od V=11km/h do 1km/h w zależności od masy wiatrakowca w locie. Małe wartości prędkości optymalnej odpowiadają masie minimalnej a duże wartości prędkości optymalnej odpowiadają masie maksymalnej wiatrakowca. 13. W rozpatrywanym zakresie mas i wysokości lotu bezsilnikowego obroty wirnika zmieniają się w zakresie od 22obr/min do 32obr/min. Natomiast w locie silnikowym obroty wirnika wynoszą od 21obr/min do 3obr/min z tendencjami takimi, że im większa masa i większa wysokość lotu, tym większe obroty wirnika. 14. Wypuszczone podwozie ma mały wpływ na krzywe równowagi wiatrakowca. Największy wpływ wypuszczonego podwozia widoczny jest w mocy pobieranej przez śmigła i w ciągu wytwarzanym przez śmigła. W locie z wypuszczonym podwoziem przyrost ciągu wynosi ok. 2N i przyrost mocy ok. 17kW na prędkości V=21km/h w stosunku do wiatrakowca ze schowanym podwoziem przy tej samej prędkości lotu V=21km/h.

5 Strona / Stron /121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 6. OBLICZENI 6.1 Wstęp Obliczenia niniejsze stateczności statycznej wiatrakowca FUSIONCOPTER FC-4 dotyczą pełnego zakresu mas i skrajnych położeń środka ciężkości wybranych spośród możliwych konfiguracji załadowania wiatrakowca przedstawionych w poniższej tabeli (wg danych zawartych w opracowaniu FC.w2.DOB.JLI.1.verr. pt. Raport z analizy wędrówki środka ciężkości Wiatrakowca i oczekiwanej masy startowej ). W analizach przyjęto założenie, że charakterystyki masowe wiatrakowca z wirnikiem dwułopatowym są identyczne jak wiatrakowca z wirnikiem czterołopatowym. Tabela 1. w locie, podwozie schowane Balast [ kg ] Paliwo [ l ] X [mm] Y [mm] Z [mm] masa bez balastu [kg] masa całkowita [kg] 4 os po 8 kg os po 8 kg os 8 kg os 8 kg os na przedzie 8 kg os na przedzie 8 kg os 77 kg, os 77 kg, os kg, fotel przód os kg, fotel przód os po 9 kg os po 9 kg os na przedzie po 9 kg os na przedzie po 9 kg z podwoziem wypuszczonym do lądowania Balast [ kg ] Paliwo [ l ] X [mm] Y [mm] Z [mm] masa bez balastu [kg] masa całkowita [kg] 4 os po 8 kg os po 8 kg os 8 kg os 8 kg os na przedzie 8 kg os na przedzie 8 kg os 77 kg, os 77 kg, os kg, fotel przód os kg, fotel przód os po 9 kg os po 9 kg os na przedzie po 9 kg os na przedzie po 9 kg

6 Strona / Stron 6/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Z powyższej tabeli wynika, że obwiednią mas i położeń środków ciężkości są konfiguracje wiatrakowca zamieszczone w poniższej tabeli 2. Tabela 2. w locie, podwozie schowane Balast [ kg ] Paliwo [ l ] X [mm] Y [mm] Z [mm] masa bez balastu [kg] masa całkowita [kg] os kg, fotel przód * ) os kg, fotel przód * ) 4 os po 9 kg os po 9 kg z podwoziem wypuszczonym do lądowania Balast [ kg ] Paliwo [ l ] X [mm] Y [mm] Z [mm] masa bez balastu [kg] masa całkowita [kg] os kg, fotel przód * ) os kg, fotel przód * ) 4 os po 9 kg os po 9 kg *) masy celowo zwiększono o 2.kg. Obliczenia stateczności zostały wykonane dla danych mas i położeń środków ciężkości zawartych w tabeli 2. Dane geometryczne do obliczeń przyjęto wg rysunku konstrukcyjnego W2..26wer.b Podstawowa geometria przedstawionego na rys. 1. Na tym rysunku przedstawiony jest także bazowy układ współrzędnych przyjęty w procesie projektowania. W tym układzie współrzędnych podawane są dane wejściowe do programu obliczeń stateczności wiatrakowca. Obliczenia są wykonane za pomocą programu komputerowego o nazwie P2STKD.EXE dla lotu z napędem i programu komputerowego P2STKD.EXE dla lotu bez napędu. Opis programów zawarto w lit. [1]. podstawie metodyki opisanej w lit. [2]. W wiatrakowcu FUSIONCOPTER sterowanie odbywa się za pomocą : Programy komputerowe opracowano na odchylenia do tyłu osi wału wirnika. Kąt odchylenia do tyłu osi wirnika od położenia wyjściowego oznaczamy przez 1W (> przy odchylaniu do tyłu ). przechylania osi wału wirnika. Kąt przechylenia osi wirnika od płaszczyzny symetrii wiatrakowca oznaczamy przez B1W. Za dodatnią wartość kąta B1W przyjmujemy przechylenie osi wirnika w prawo. steru wysokości. Sterowanie sterem wysokości polega na zmianie statecznika poziomego. kąta nastawienia steru kierunku. Sterowanie sterem kierunku polega na zmianie kąta nastawienia lewej i prawej powierzchni sterowej statecznika pionowego o jednakową wartość. mocą silników i w konsekwencji sterowanie obrotami śmigieł. Obliczenia stateczności zostały wykonane dla wirnika dwułopatowego typu huśtawka z Promień wirnika R=.6m, cięciwa łopaty c=.3m.

7 Strona / Stron 7/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1

8 Strona / Stron 8/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Rys. 1. Geometria wiatrakowca Fusioncopter.

9 Strona / Stron 9/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 6.2 WYKZ WŻNIEJSZYCH OZNCZEŃ m [kg] masa wiatrakowca g [m/s 2 ] przyśpieszenie ziemskie G [N] ciężar wiatrakowca = mg V [m/s], [km/h] prędkość lotu wiatrakowca Vx [m/s], [km/h] składowa pozioma prędkości lotu wiatrakowca Vy [m/s] składowa pionowa prędkości lotu wiatrakowca α [ rad], [ ] kąt natarcia [rad], [ ] kąt przechylenia wiatrakowca (> w prawo) β [rad], [ ] kąt ślizgu wiatrakowca (> napływ z prawej strony wiatrakowca) [rad], [ ] kąt zadarcia, pochylenia kadłuba (> nos w górę) Mx [Nm] moment przechylający (> w prawo), My [Nm] - moment odchylający (> nos w lewo) Mz [Nm] moment zadzierający (> nos w górę) [rad], [ ] kąt trajektorii lotu (> przy wznoszeniu) [rad], [ ] kąt zaklinowania lub nastawienia [rad], [ ] kąt skosu napływającego strumienia [kg/m 3 ] gęstość powietrza T [N] składowa ciągu wirnika równoległa do jego osi H [N] składowa podłużna ciągu wirnika prostopadła do jego osi (> do tyłu) S [N] składowa boczna ciągu wirnika prostopadła do jego osi (> w prawo) Ts [N] suma ciągu lewego i prawego śmigła L [N] siła nośna D [N] siła oporu S sp [m 2 ] powierzchnia statecznika poziomego S kil [m 2 ] powierzchnia statecznika pionowego (jednego spośród lewego i prawego) v [m/s] prędkość indukowana wirnika nośnego v s [m/s] prędkość indukowana śmigła lewego lub prawego C L [-] współczynnik siły nośnej C D [-] współczynnik siły oporu Cm [-] współczynnik momentu [-] przyrost wartości R [m] promień wirnika F [m 2 ] powierzchnia tarczy wirnika 1W [deg] kąt odchylenia osi wału wirnika nośnego (> do tyłu) B1W [deg] kąt przechylenia osi wału wirnika nośnego (> w prawo) Wykaz indeksów : w - wirnik s śmigło k kadłub

10 Strona / Stron 1/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 sp, H statecznik poziomy kil, V statecznik pionowy spw statecznik poziomy wirnik sps statecznik poziomy śmigło spk statecznik poziomy - kadłub 6.3 UKŁD WSPÓŁRZĘDNYCH W obliczeniach stateczności został przyjęty prostokątny, prawoskrętny układ współrzędnych związany z wiatrakowcem. Układ jest zaczepiony w środku ciężkości wiatrakowca, przemieszcza i obraca się w przestrzeni łącznie z wiatrakowcem. Oś X jest skierowana do przodu i jest równoległa do osi OX b bazowego układu współrzędnych przyjętego w procesie projektowania wiatrakowca. Oś Z jest prostopadła do płaszczyzny symetrii wiatrakowca i jest skierowana w prawo (patrząc w kierunku lotu wiatrakowca). Oś Y uzupełnia układ do prawoskrętnego i jest skierowana do góry. Równania stateczności w programach obliczeniowych są rozwiązywane w tym układzie współrzędnych. Na rysunku 2 pokazano osie współrzędnych powyższego układu. X Mx My Y SC Zb Z Mz Xb Ts p SC Xb Ts L Yb Rys. 2. Przykładowy układ współrzędnych stosowany w procesie projektowania.

11 Strona / Stron 11/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Jak wspomniano powyżej podczas prac projektowych stosuje się układ współrzędnych związany z płatowcem (bazowy) i zaczepiony w charakterystycznym punkcie wiatrakowca lub też zaczepiony poza płatowcem (patrz rys. 1). Taki układ jest zastosowany do wprowadzania danych wejściowych do programów obliczeniowych P2STKD.EXE i P2STKD.EXE (pod warunkiem, że osie współrzędnych tego układu są równoległe do układu powyżej zdefiniowanego tj. do układu związanego ze środkiem ciężkości wiatrakowca). Przykład takiego układu współrzędnych pokazano na rys. 2. Bazowy układ współrzędnych stosujemy do wprowadzania następujących danych: XT [m] podłużna współrzędna środka ciężkości wiatrakowca YT [m] pionowa współrzędna środka ciężkości wiatrakowca ZT [m] boczna współrzędna środka ciężkości wiatrakowca XS [m] podłużna współrzędna środka piasty śmigła YS [m] pionowa współrzędna środka piasty śmigła ZSP [m] boczna współrzędna środka piasty prawego śmigła XW [m] podłużna współrzędna środka piasty wirnika nośnego YW [m] pionowa współrzędna środka piasty wirnika nośnego XSP [m] podłużna współrzędna środka parcia statecznika poziomego YSP [m] pionowa współrzędna środka parcia statecznika poziomego ZSPP [m] boczna współrzędna środka parcia prawej połowy płata statecznika poziomego XKIL [m] podłużna współrzędna środka parcia statecznika pionowego YKIL [m] pionowa współrzędna środka parcia statecznika pionowego ZKILP [m] boczna współrzędna środka parcia prawego statecznika pionowego 6.4 ZKRES OBLICZEŃ Na podstawie zestawienia mas i wariantów załadowania wiatrakowca zestawionych w tabeli 2 przyjmujemy do obliczeń następujące skrajne masy i skrajne położenia środków masy: wiatrakowiec z masą 94 kg bez paliwa i z czterema osobami na pokładzie o masie 9 kg każda (maksymalne przednie położenie CG, XT= [m]) wiatrakowiec z masą maksymalną m=1kg z maksymalną ilością paliwa i z czterema osobami na pokładzie o masie 9 kg każda wiatrakowiec z minimalną masą m=674kg bez paliwa, z jednym pilotem kg i z balastem 22.kg wiatrakowiec z minimalną masą m=82kg z pełną ilością paliwa, z jednym pilotem kg i z balastem 22.kg skrajne tylne położenie CG wysokości lotu na poziomie morza w warunkach atmosfery wzorcowej wysokości lotu H=2km w warunkach atmosfery wzorcowej lot z napędem lot z jednym niepracującym silnikiem lot bez napędu podwozie schowane podwozie wypuszczone (dla oceny wpływu podwozia na stateczność wiatrakowca obliczenia wykonano dla wysokości lotu na poziomie morza w warunkach atmosfery wzorcowej.

12 Strona / Stron 12/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 7. DNE DO OBLICZEŃ 7.1 DNE MSOWE I GEOMETRYCZNE PODWOZIE SCHOWNE : Maksymalna masa wiatrakowca 1 kg Podłużne położenie środka masy wiatrakowca m Boczne położenie środka masy wiatrakowca m Pionowe położenie środka masy wiatrakowca m Masa wiatrakowca ze skrajnym przednim położeniem środka ciężkości 94 kg Podłużne położenie środka masy wiatrakowca m Boczne położenie środka masy wiatrakowca m Pionowe położenie środka masy wiatrakowca m Minimalna masa wiatrakowca 674 kg Podłużne położenie środka masy wiatrakowca m Boczne położenie środka masy wiatrakowca m Pionowe położenie środka masy wiatrakowca m Masa wiatrakowca ze skrajnym tylnym położeniem środka masy 82 kg Podłużne położenie środka masy wiatrakowca m Boczne położenie środka masy wiatrakowca m Pionowe położenie środka masy wiatrakowca -.24 m PODWOZIE WYPUSZCZONE : Maksymalna masa wiatrakowca 1 kg Podłużne położenie środka masy wiatrakowca m Boczne położenie środka masy wiatrakowca m Pionowe położenie środka masy wiatrakowca -.14 m Masa wiatrakowca ze skrajnym przednim położeniem środka ciężkości 94 kg Podłużne położenie środka masy wiatrakowca m Boczne położenie środka masy wiatrakowca m Pionowe położenie środka masy wiatrakowca -.12 m Minimalna masa wiatrakowca 674 kg Podłużne położenie środka masy wiatrakowca m Boczne położenie środka masy wiatrakowca m Pionowe położenie środka masy wiatrakowca -.22 m Masa wiatrakowca ze skrajnym tylnym położeniem środka masy 82 kg Podłużne położenie środka masy wiatrakowca m Boczne położenie środka masy wiatrakowca m Pionowe położenie środka masy wiatrakowca -.22 m Podłużna współrzędna środka piasty śmigła m

13 Strona / Stron 13/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Pionowa współrzędna środka piasty śmigła - Boczna współrzędna środka piasty prawego śmigła m m Podłużna współrzędna środka piasty wirnika nośnego przy zerowym zasterowaniu -. m Pionowa współrzędna środka piasty wirnika nośnego zerowym zasterowaniu m Podłużna współrzędna środka parcia statecznika poziomego m Pionowa współrzędna środka parcia statecznika poziomego -.28 m Boczna współrzędna środka parcia prawej połówki płata statecznika poziomego m Podłużna współrzędna środka parcia statecznika pionowego - Pionowa współrzędna środka parcia statecznika pionowego - Boczna współrzędna środka parcia prawego statecznika pionowego - Kąt początkowego odchylenia osi wału wirnika nośnego - Kąt maksymalnego odchylenia osi wirnika nośnego do tyłu - Kąt maksymalnego odchylenia osi wirnika nośnego do przodu - Kąt maksymalnego odchylenia osi wirnika nośnego na boki - Maksymalny kąt nastawienia statecznika poziomego - Minimalny kąt nastawienia statecznika poziomego - Maksymalny kąt nastawienia steru kierunku - Minimalny kąt nastawienia steru kierunku - Kąt ustawienia osi śmigła względem osi OX m.11 m m +. stopni + 1. stopni -. stopnie 1. stopni +16. stopni - 4. stopnie +2. stopni - 2. stopni. stopni 7.2 DNE ERODYNMICZNE PŁTOWC I USTERZEŃ PODWOZIE SCHOWNE Charakterystyki płatowca i usterzeń jako dane wejściowe do programów obliczeniowych przyjęto z opracowania nr FC.w2.DOB.JBR.9.ver2 pt. naliza wyników badań aerodynamicznych modelu wiatrakowca FC-4 (lit. [7]). Charakterystyki zamieszczone w powyższym opracowaniu uzyskano na podstawie badań tunelowych modelu wiatrakowca, które przeprowadzono w Instytucie Lotnictwa w Warszawie. Na poniższych wykresach zamieszczono współczynniki aerodynamiczne płatowca i usterzeń przeliczone dla promienia wirnika R=.6m z charakterystyk wyznaczonych dla promienia R=4.4m.

14 Cz [-] Cx[-] Strona / Stron 14/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Współczynnik oporu płatowca lfa_kad [deg] Rys. 7.1 Współczynnik siły nośnej płatowca bez usterzeń lfa_kad [deg] Rys. 7.2

15 Cz [-] Cmy [-] Strona / Stron 1/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Wspólczynnik momentu pchylającego płatowca bez usterzeń lfa_kad [deg] Rys. 7.3 Współczynnik siły bocznej wiatrakowca alfa=-16 alfa=-1 alfa= alfa=1 alfa= Beta deg] Rys. 7.4

16 Dcmy [-] Cmx [-] Cmz [-] Strona / Stron 16/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Współczynnik momentu odchylającego wiatrakowca.8 alfa=-16 alf=-1.6 alfa=.4 alfa=1.2 alfa= Beta [deg] Rys. 7. Współczynnik momentu przechylającego wiatrakowca Beta [deg] Rys. 7.6 alfa=-16 alfa=-1 alfa= alfa=1 alfa=18 Zależność przyrostu współczynnika momentu pochylającego wiatrakowiec od kąta ślizgu Beta [deg] Rys. 7.7 alfa=-16 alfa=-1 alfa= alfa=1 alfa=18

17 Dalf [deg] Cz [-] Strona / Stron 17/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Współcznnik siły nośnej statecznika poziomego lfa [st.] Rys. 7.8 Kąt skosu strumienia od kaduba na stateczniku poziomym lfa_kad [deg] Rys. 7.9

18 Strona / Stron 18/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver PODWOZIE WYPUSZCZONE Bazą do wyznaczenia charakterystyk aerodynamicznych płatowca z wypuszczonym podwoziem są charakterystyki płatowca z podwoziem schowanym. Zakładamy, że z powodu podwozia wypuszczonego będziemy modyfikować następujące charakterystyki płatowca: współczynnik oporu płatowca współczynnik momentu pochylającego płatowca współczynnik momentu przechylającego płatowca. Podwozie wypuszczone będzie mieć wpływ i na pozostałe charakterystyki aerodynamiczne płatowca ale główny wpływ powinien przejawić się ww. trzech współczynnikach. Dlatego tylko te trzy współczynniki zostaną zmodyfikowane wg poniższych wzorów : Cx Cx Cxk Sk 2 R Cmz Cmz Cxk Sk Zk 2 R R Cmx Cmx Cxk Sk Zk 2 R R gdzie :Cx [ - ] współczynnik oporu płatowca z wypuszczonym podwoziem Cx [ - ] współczynnik oporu płatowca z podwoziem schowanym Cx k [ - ] współczynnik oporu kół podwozia Z k [m] współrzędna pionowa środka koła podwozia= S k [ m 2 ] powierzchnia odniesienia koła podwozia = średnica *grubość =.3*.12 R [ m ] promień wirnika nośnego Cmz [ - ] współczynnik momentu pochylającego z podwoziem wypuszczonym Cmz [ - ] współczynnik momentu pochylającego z podwoziem schowanym Cmx [ - ] współczynnik momentu przechylającego z podwoziem wypuszczonym Cmx [ - ] współczynnik momentu przechylającego z podwoziem schowanym [rad] kąt ślizgu Zakładamy, że współczynnik oporu koła podwozia na podstawie danych literaturowych Cx=.68. W celu uwzględnienia oporu goleni podwozia wartość współczynnika zwiększamy o 2% i zakładamy, ze środek parcia podwozia pokrywa się ze środkiem koła. Jest to przybliżenie, które jest dopuszczalne. Wówczas Cx k [ - ]= 3*.68*1.2= Na poniższych wykresach przedstawiono charakterystyki aerodynamiczne płatowca z wypuszczonym podwoziem : współczynnik oporu płatowca współczynnik momentu pochylającego płatowca współczynnik momentu przechylającego płatowca.

19 Cmz [-] Cx[-] Strona / Stron 19/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Współczynnik oporu płatowca lfa_kad [deg] Rys. 7.1 Wspólczynnik momentu pchylającego płatowca bez usterzeń lfa_kad [deg] Rys. 7.11

20 Cmx [-] Strona / Stron 2/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Współczynnik momentu przechylającego wiatrakowca alfa=-16 alfa=-1 alfa= alfa=1 alfa= Beta [deg] Rys ŁOPT WIRNIK Wirnik nośny jest wirnikiem z 2 łopatami typu huśtawka (rys. 7.13). Promień wirnika -.6 m Cięciwa łopaty -.3m Kąt stożka - stopni R=.6m R =.44m Rys Schemat wirnika nośnego c = st.

21 Strona / Stron 21/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 7.4 POZOSTŁE DNE Pozostałe dane do obliczeń zestawiono poniżej : ELT =.313 m odległość osi pochylania wirnika od osi przegubu wahań wirnika ELB =.343m odległość osi przechylania wirnika od osi przegubu wahań wirnika P=-1 parametr sterujący ( =1, gdy obroty wirnika są prawe tzn. zgodne z ruchem wskazówek zegara, gdy na wirnik patrzymy z dołu, -1 gdy lewe) PS11 =-1 parametr sterujący: gdy obroty śmigła są prawe (patrząc w kierunku lotu), to PS11=1, w przeciwnym przypadku PS11= - 1 N9=2 ilość wczytywanych przekrojów łopat WN K7=21 numer przekroju łopaty, od którego liczy się drugi profil K8=21 numer przekroju łopaty, od którego liczy się trzeci profil KSP=1 współczynnik sterujący, jeśli KSP=1 to oznacza, że prawy silnik pracuje. KSL=1 współczynnik sterujący, jeśli KSL=1 to oznacza, że lewy silnik pracuje. FI7=2. [deg] zadany konstrukcyjny kąt nastawienia łopat wirnika (kąt skoku wirnika) OBR =3 [obr/min] wartość początkowa (startowa) obrotów wirnika do obliczeń EPSW= [deg] kat odchylenia osi wirnika nośnego (WN) = kąt pomiędzy osią wirnika a osią OY w układzie współrzędnych związanym ze środkiem ciężkości wiatrakowca i przy zerowych kątach zasterowania wirnikiem nośnym (dodatni do tyłu) R=.1 [-] nieczynny aerodynamicznie promień względny łopaty WN KH= [-] kinematyczny współczynnik sprzężenia wahań pionowych łopaty WN z przekręceniami (kompensator wahań) SG=.341 [-] wypełnienie tarczy WN GM=.7 [-] charakterystyka masowa łopaty WN - liczba Locka a 2 b R 4 7 I ph IPH = [kgm 2 ] moment bezwładności łopaty względem przegubu wahań SPH=83.8 [kgm] statyczny moment łopaty względem przegubu wahań RW=.6 [m] promień WN C =. [deg] konstrukcyjny kąt stożka wirnika nośnego B=.98 [-] współczynnik strat końcowych WN DXX =. [-] poprawka na współczynnik oporu profilowego łopaty WN

22 Strona / Stron 22/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 SSP=1.76 [m 2 ] powierzchnia statecznika poziomego SKIL =1.7 [m 2 ] powierzchnia statecznika pionowego - sumaryczna powierzchnia dwóch stateczników DCYKIL=1.74 [-] gradient współczynnika siły nośnej statecznika pionowego BK=.86 [m] średnia cięciwa statecznika pionowego RWS =.8 [m] promień śmigła SGS=.994 [-] wypełnienie tarczy śmigła EPSM= [deg] kąt zaklinowania śmigła (kąt pomiędzy osią śmigła a osią OX układu współrzędnych) UKS =183.4[m/s] prędkość końca łopaty śmigła R=[.23,.24,.2,.3,.3,.4,.4,.,.,.6,.6,.7,.7,.8,.8,.9,.92,.9,.97,1.] [-] wektor względnych promieni (odniesionych do RW) przekrojów obliczeniowych łopaty WN (ilość współrzędnych <=2) BW=[2*1.] [-] wektor względnych cięciw łopaty WN (odniesionych do cięciwy na.7r) w podanych przekrojach (ilość współrzędnych <=2) DFIO=[2*.] [deg] wektor kątów geometrycznego skręcenia łopaty WN względem przekroju na.7r w podanych przekrojach (ilość współrzędnych <=2). W obliczeniach przyjęto, że gradient siły nośnej usterzenia pionowego po kącie sterowania V = 1.2 [1/rad] na podstawie danych literaturowych. cl V Wg tych danych V. 6, gdzie c L C L C L dc L /d V - gradient siły nośnej usterzenia pionowego po kącie sterowania dc L /d s - gradient siły nośnej usterzenia pionowego po kącie natarcia przy V=. Na podstawie badań tunelowych usterzenia pionowego C L st.]=1.8 [1/rad]. Stąd C L rad

23 B1W [deg] 1W [deg] Strona / Stron 23/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 8. WYNIKI OBLICZEŃ Główne charakterystyki stateczności i sterowności uzyskane za pomocą obliczeń przedstawiono poniżej w postaci wykresów. Wydruki obliczeń z programów komputerowych zamieszczono w załączniku do niniejszego opracowania (lit. [ 14 ]). 8.1 LOT Z NPĘDEM STTECZNOŚĆ PODLUŻN Na poniższych wykresach przedstawiono krzywe równowagi dla lotu poziomego w zakresie prędkości lotu od km/h do 2km/h Zależność kąta pochylenia osi wirnika od prędkości lotu, m=1kg, H=km poch. kadł.= st. poch. kadł.=- st Rys Zależność kąta przechylenia osi wirnika od prędkości lotu, m =1kg, H=km poch. kadł.=+ st. poch. Kadł.=+1 st. poch. Kadł.=+1 st. poch. Kadł.=+2 st. poch. Kadł.=+2 st poch. kadł. = st. poch. kadł. = - st. poch. kadł.=+ st. -2. Rys

24 Ns [kw] Epssp [deg] Strona / Stron 24/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver Zależność kąta nastawienia statecznika poziomego od prędkości lotu, m =1 kg, H=km Rys poch. kadł. = st. poch. kadł. =- st. poch. kadł. =+ st. poch. Kadł. =+1 st. poch. Kadł. =+1 st. poch. Kadł. =+2 st. poch. Kadł. =+2 st. Zależność sumy mocy śmigieł od prędkości lotu, m=1kg, H=km 3 2 pochyl. kadł. = st. pochyl. kadł. =-st. pochyl. kadł. =+ st Rys

25 NR [obr/min] Ts [N] Strona / Stron 2/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Zależność sumy ciągu śmigieł od prędkości lotu, m=1kg, H=km poch. kadł. = st. poch. kadł. =- st. poch. kadł. =+ st Rys Zależność obrotów wirnika od prędkości lotu, m=1kg, H=km 3 34 pochyl. kadł. = st. 33 pochyl. kadł. = - st. 32 pochyl. kadł. =+ st Rys

26 B1W [deg] 1W [deg] Strona / Stron 26/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Zależność kąta pochylenia osi wirnika od prędkości lotu, m=1kg, H=2. km pochyl. kadł. = st. pochyl. kadł. =- st. 2 pochyl. kadł. =+ st Rys Zależność kąta przechylenia osi wirnika od prędkości lotu, m=1kg, H=2. km pochyl. kadł. = st. pochyl. kadł. =- st. pochyl. kadł. =+ st. -2. Rys

27 Ns [kw] Epssp [deg] Strona / Stron 27/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Zależność kąta nastawienia statecznika poziomego od prędkości lotu, m=1kg, H=2. km pochyl. kadł. = st. pochyl. kadł. = - st. pochyl. kadł. = + st Rys Zależność sumy mocy śmigieł od prędkości lotu, m=1kg, H=2. km pochyl. kadł. = st. pochyl. kadł. = - st. pochyl. kadł. = + st Rys

28 NR [obr/min] Ts [N] Strona / Stron 28/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Zależność sumy ciągu śmigieł od prędkości lotu, m=1kg, H=2. km 6 pochyl. kadł. = st. pochyl. kadł. = - st. pochyl. kadł. = +st Rys Zależność obrotów wirnika od prędkości lotu, m=1kg, H=2. km pochyl. kadł. = st. 28 pochyl. kadł. = - st. 27 pochyl. kadł. = + st Rys

29 B1W [deg] 1W [deg] Strona / Stron 29/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Zależność kąta pochylenia osi wirnika od prędkości lotu, m=94kg, H=km poch. kadł.= st. poch. kadł.=- st. poch. kadł.=+ st Rys Zależność kąta przechylenia osi wirnika od prędkości lotu, m=94kg, H=km poch. kadł. = st. poch. kadł. = - st. poch. kadł.=+ st Rys

30 Ns [kw] Epssp [deg] Strona / Stron 3/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Zależność kąta nastawienia statecznika poziomego od prędkości lotu, m=94kg, H=km poch. kadł. = st. poch. kadł. =- st. poch. kadł. =+ st Rys Zależność sumy mocy śmigieł od prędkości lotu, m=94kg, H=km pochyl. kadł. = st. pochyl. kadł. =-st. pochyl. kadł. =+ st Rys

31 NR [obr/min] Ts [N] Strona / Stron 31/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Zależność sumy ciągu śmigieł od prędkości lotu, m=94kg, H=km poch. kadł. = st. poch. kadł. =- st. poch. kadł. =+ st Rys Zależnosć obrotów wirnika od prędkości lotu, m=94kg, H=km pochyl. kadł. = st. 32 pochyl. kadł. = - st. 31 pochyl. kadł. =+ st Rys

32 B1W [deg] 1W [deg] Strona / Stron 32/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Zależność kąta pochylenia osi wirnika od prędkości lotu, m=94kg, H=2. km pochyl. kadł. = st. pochyl. kadł. =- st. 2 pochyl. kadł. =+ st Rys Zależność kąta przechylenia osi wirnika od prędkości lotu, m=94kg, H=2. km pochyl. kadł. = st. pochyl. kadł. =- st. pochyl. kadł. =+ st Rys

33 Ns [kw] Epssp [deg] Strona / Stron 33/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Zależność kąta nastawienia statecznika poziomego od prędkości lotu, m=94kg, H=2. km pochyl. kadł. = st. 3 pochyl. kadł. = - st. 2 pochyl. kadł. = + st Rys Zależność sumy mocy śmigieł od prędkości lotu, m=94kg, H=2. km pochyl. kadł. = st. pochyl. kadł. = - st. pochyl. kadł. = + st Rys

34 NR [obr/min] Ts [N] Strona / Stron 34/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Zależność sumy ciągu śmigieł od prędkości lotu, m=94kg, H=2. km 4 4 pochyl. kadł. = st. 3 pochyl. kadł. = - st. 3 pochyl. kadł. = +st Rys Zależność obrotów wirnika od prędkości lotu, m=94kg, H=2. km 3 34 pochyl. kadł. = st. 33 pochyl. kadł. = - st. 32 pochyl. kadł. = + st Rys

35 B1W [deg] 1W [deg] Strona / Stron 3/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Zależność kąta pochylenia osi wirnika od prędkości lotu, m=82kg, H=km poch. kadł.= st. poch. kadł.=- st. poch. kadł.=+ st Rys Zależność kąta przechylenia osi wirnika od prędkości lotu, m=82kg, H=km poch. kadł. = st. poch. kadł. = - st. poch. kadł.=+ st Rys

36 Ns [kw] Epssp [deg] Strona / Stron 36/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Zależność kąta nastawienia statecznika poziomego od prędkości lotu, m=82kg, H=km poch. kadł. = st. poch. kadł. =- st. poch. kadł. =+ st Rys Zależnośćsumy mocy śmigieł od prędkości lotu, m=82kg, H=km 2 2 pochyl. kadł. = st. pochyl. kadł. =-st. pochyl. kadł. =+ st Rys

37 NR [obr/min] Ts [N] Strona / Stron 37/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Zależność sumy ciągu śmigieł od prędkości lotu, m=82kg, H=km 3 2 poch. kadł. = st. poch. kadł. =- st. poch. kadł. =+ st Rys Zależnosć obrotów wirnika od prędkości lotu, m=82kg, H=km pochyl. kadł. = st. 3 pochyl. kadł. = - st. 29 pochyl. kadł. =+ st Rys

38 B1W [deg] 1W [deg] Strona / Stron 38/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Zależność kąta pochylenia osi wirnika od prędkości lotu, m=82kg, H=2. km pochyl. kadł. = st. pochyl. kadł. =- st. pochyl. kadł. =+ st Rys Zależność kąta przechylenia osi wirnika od prędkości lotu, m=82kg, H=2. km pochyl. kadł. = st. pochyl. kadł. =- st. pochyl. kadł. =+ st Rys

39 Ns [kw] Epssp [deg] Strona / Stron 39/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Zależność kąta nastawienia statecznika poziomego od prędkości lotu, m=82kg, H=2. km 4 4 pochyl. kadł. = st. 3 pochyl. kadł. = - st. 3 pochyl. kadł. = + st Rys Zależność sumy mocy śmigieł od prędkości lotu, m=82kg, H=2. km pochyl. kadł. = st. pochyl. kadł. = - st. pochyl. kadł. = + st Rys

40 NR [obr/min] Ts [N] Strona / Stron 4/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Zależność sumy ciągu śmigieł od prędkości lotu, m=82kg, H=2. km 3 2 pochyl. kadł. = st. pochyl. kadł. = - st. pochyl. kadł. = +st Rys Zależność obrotów wirnika od prędkości lotu, m=82kg, H=2. km pochyl. kadł. = st. 31 pochyl. kadł. = - st. 3 pochyl. kadł. = + st Rys

41 B1W [deg] 1W [deg] Strona / Stron 41/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver Zależność kąta pochylenia osi wirnika od prędkości lotu, m=674kg, H=km Rys poch. kadł.= st. poch. kadł.=- st. poch. kadł.=+ st. poch. kadł.=+1 st. poch. kadł.=+1 st. poch. kadł.=+2 st. Zależność kąta przechylenia osi wirnika od prędkości lotu, m=674kg, H=km poch. kadł. = st. poch. kadł. = - st. poch. kadł.=+ st Rys

42 Ns [kw] Epssp [deg] Strona / Stron 42/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Zależność kąta nastawienia statecznika poziomego od prędkości lotu, m=674kg, H=km Rys poch. kadł. = st. poch. kadł. =- st. poch. kadł. =+ st. poch. kadł. =+1 st. poch. kadł. =+1 st. poch. kadł. =+2 st. Zależność sumy mocy śmigieł od prędkości lotu, m=674kg, H=km 2 2 pochyl. kadł. = st. pochyl. kadł. =-st. pochyl. kadł. =+ st Rys

43 NR [obr/min] Ts [N] Strona / Stron 43/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Zależność sumy ciągu śmigieł od prędkości lotu, m=674kg, H=km 3 2 poch. kadł. = st. poch. kadł. =- st. poch. kadł. =+ st Rys Zależnosć obrotów wirnika od prędkości lotu, m=674kg, H=km 3 29 pochyl. kadł. = st. 28 pochyl. kadł. = - st. 27 pochyl. kadł. =+ st Rys

44 B1W [deg] 1W [deg] Strona / Stron 44/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Zależność kąta pochylenia osi wirnika od prędkości lotu, m=674kg, H=2. km pochyl. kadł. = st. pochyl. kadł. =- st. pochyl. kadł. =+ st Rys Zależność kąta przechylenia osi wirnika od prędkości lotu, m=674kg, H=2. km pochyl. kadł. = st. pochyl. kadł. =- st. pochyl. kadł. =+ st Rys

45 Ns [kw] Epssp [deg] Strona / Stron 4/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Zależność kąta nastawienia statecznika poziomego od prędkości lotu, m=674kg, H=2. km 4 3 pochyl. kadł. = st. 3 pochyl. kadł. = - st. 2 pochyl. kadł. = + st Rys Zależność sumy mocy śmigieł od prędkości lotu, m=674kg, H=2. km pochyl. kadł. = st. pochyl. kadł. = - st. pochyl. kadł. = + st Rys

46 NR [obr/min] Ts [N] Strona / Stron 46/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Zależność sumy ciągu śmigieł od prędkości lotu, m=674kg, H=2. km 2 2 pochyl. kadł. = st. pochyl. kadł. = - st. pochyl. kadł. = +st Rys Zależność obrotów wirnika od prędkości lotu, m=674kg, H=2. km pochyl. kadł. = st. pochyl. kadł. = - st. pochyl. kadł. = + st Rys

47 Strona / Stron 47/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Jak wynika z rysunków przedstawiających zależność kąta pochylenia osi wirnika od prędkości lotu (rys , 8.1.7, , , 8.1.2, ,8.1.37,8.1.43), wiatrakowiec charakteryzuje się podłużną statecznością statyczną gradient 1W po prędkości lotu jest ujemny. Oznacza to, że ze wzrostem prędkości lotu zwiększa się pochylenie osi wirnika do przodu przy stałym kącie pochylenia kadłuba. Charakter stateczności podłużnej jak widać z cytowanych wykresów praktycznie nie zależy od analizowanych wysokości lotu i mas wiatrakowca Biorąc pod uwagę fakt, że zakres kąta pochylania osi wirnika 1W zawiera się w przedziale <-, 1 >, to widać z tych zależności, że dla zapewnienia zapasów sterowania podłużnego musi zmieniać się kąt pochylenia kadłuba wraz z prędkością lotu. Ustalanie kąta pochylenia kadłuba na każdej prędkości lotu będzie realizowane za pomocą kąta nastawienia statecznika poziomego. Wymagane wartości kątów nastawienia pokazane są na rys , 8.1.9, 8.1.1, , , , , Zakres sterowania statecznika poziomego Epssp = [-4st.; 16st.]. Biorąc to pod uwagę oraz zakres sterowania pochylaniem osi wirnika, możemy wykazać, że sterowność podłużna wiatrakowca zapewniona będzie w pewnym ściśle określonym obszarze prędkości lotu V i kątów podłużnego położenia kadłuba Tetk. Wynika to z zależności pokazanych na rysunkach podłużnego pochylenia osi wirnika 1W i kątów nastawienia statecznika poziomego Epssp. Obliczenia tych obszarów zamieszczono w punkcie 8.2 niniejszego raportu. W locie poziomym bez ślizgu wymagany do równowagi kąt przechylania osi wirnika B1W zmienia się w granicach od 3. stopnia do -.7 stopnia (patrz rys , 8.1.8, , 8.1.2, , , , ). Zakres sterowania przechylaniem wirnika wynosi od 1. stopni do +1 stopni. Dla lotu bez ślizgu zapasy sterowania bocznego są bardzo duże. W całym zakresie prędkości lotu poziomego bez ślizgu oś wirnika jest przechylona w lewą stronę. Wynika to z kierunku obrotów śmigieł, które powodują moment reakcyjny przechylający wiatrakowiec w prawą stronę. Przechylenie osi wirnika w lewą stronę równoważy ten moment. Na powyżej zamieszczonych wykresach przedstawiono sumę mocy silników niezbędnej na napęd śmigieł Ns oraz sumę ciągu śmigieł Ts wymaganą do równowagi wiatrakowca. Jak widać z wykresów mocy, przy dużych masach wiatrakowca i dużych prędkościach lotu moc Ns przekracza sumę mocy startowej obu silników = 1kW. Chociaż w tych warunkach lot poziomy nie będzie zapewniony, to mimo to charakterystyki stateczności są podane dla warunków lotu poziomego dlatego, że w warunkach deficytu mocy wiatrakowiec będzie wykonywał lot z niewielkim opadaniem. Na zamieszczonych powyżej wykresach przedstawiono także zależności obrotów wirnika nośnego od prędkości lotu. W rozpatrywanym zakresie mas i wysokości lotu obroty wirnika zmieniają się w zakresie od 21obr/min do 3obr/min z tendencjami takimi, że im większa masa i większa wysokość lotu, tym większe obroty wirnika. Powyższemu zakresowi obrotów odpowiadają prędkości końców łopat R od 126m/s do 2m/s.

48 Tetk [st.] Strona / Stron 48/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 8.2 OBLICZENI ZKRESU KĄTÓW PODŁUŻNEGO POŁOŻENI KDŁUB W LOCIE POZIOMYM Jak wspomniano powyżej zakresy sterowania pochylaniem osi wirnika oraz zakresy kątów nastawienia statecznika poziomego decydują o możliwych zakresach kątów podłużnego położenia kadłuba Tetk przy danej prędkości lotu. Jeśli na wykresy kątów pochylenia osi wirnika 1W w funkcji prędkości lotu V nanieść proste poziome o wartościach 1Wmax=+1st. i 1Wmin=-st., to przecięcia tych prostych z krzywymi 1W dla poszczególnych kątów Tetk wyznaczą punkty (V, Tetk), które są granicznymi punktami zakresu kątów Tetk przy prędkości V ze względu na zakres kątów sterowania pochylaniem osi wirnika. Podobnie, jeśli na wykresy kątów nastawienia statecznika poziomego Epssp w funkcji prędkości lotu V nanieść proste poziome o wartościach Epsspmax=+16st. i Epsspmin=-4st., to przecięcia tych prostych z krzywymi Epssp dla poszczególnych kątów Tetk wyznaczą punkty (V, Tetk), które są granicznymi punktami zakresu kątów Tetk przy prędkości V ze względu na zakres kątów sterowania statecznikiem poziomym. Część wspólna obszarów wyznaczonych wg kryterium 1W i wg kryterium Epssp wyznacza zakres możliwych kątów podłużnego położenia kadłuba w locie. naliza wykresów kata nastawienia statecznika poziomego Epssp wskazuje, że przy prędkościach przelotowych średnia wartość kąta nastawienia jest równa ok. 6stopni (patrz rys , 8.1.9, 8.1.1, , , , , 8.1.4). Powyższa procedura została zastosowana dla masy maksymalnej m=1kg i minimalnej m=674kg i dla wysokości lotu H=. Poniższe wykresy uzyskane wg powyższej procedury zawierają obszary zakresów kąta pochylenia kadłuba. Obszary możliwych kątów podłużnego położenia kadłuba (pomiędzy krzywymi dla Epssp i dla 1W), lot poziomy, m=1kg, H=km, Epsspmax=+16st., Epsmin=-4st Granica dolna ze wzgl. na Epssp Granica górna ze wzgl. na Epssp Granica górna ze wzgl. na 1W Granica dolna ze wzgl. na 1W Rys.8.2.1

49 Tetk [st.] Tetk [st.] Strona / Stron 49/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Obszar możliwych kątów podłużnego położenia kadłuba (pomiędzy krzywymi dla Epssp i dla 1W), lot poziomy, m=1kg, H=km, Epsspmax=+16st., Epsmin=-4st. 3 2 Granica dolna ze wzgl. na Epssp Granica górna ze wzgl. na 1W Rys Obszar możliwych kątów podłużnego położenia kadłuba, lot poziomy, m=674kg, H=km, Epspmax=+16st, Epsmin=-4st Granica dolna obszaru ze wzgl. na Epssp Granica dolna obszaru ze wzgl. na 1W Granica górna obszaru ze wzgl. na 1W Granica górna obszaru ze wzgl. na Epssp Rys

50 Tetk [st.] Strona / Stron /121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Obszar możliwych kątów podłużnego położenia kadłuba (pomiędzy krzywymi dla Epssp i dla 1W), lot poziomy, m=674kg, H=km, Epspmax=+16st, Epsmin+-4st Rys Wyznaczone obszary możliwych kątów podłużnego położenia kadłuba Tetk wykazują, ze lot poziomy na małych prędkościach lotu musi być wykonywany z dużymi kątami Tetk i ze znacznie mniejszymi kątami Tetk na dużych prędkościach lotu. Z powyższych wykresów wynika, że przy zakresie sterowania statecznikiem poziomym Epsspmax=+16st i Epsspmin= -4st. zakres możliwych kątów podłużnego położenia kadłuba jest wystarczający do sterowania wiatrakowcem.

51 B1W [st.] Strona / Stron 1/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 8.3 LOT Z NPĘDEM STTECZNOŚĆ BOCZN Wyniki obliczeń możliwych kątów podłużnego położenia kadłuba w locie poziomym zamieszczone w punkcie 8.2 zadecydowały, że wyniki obliczeń stateczności bocznej na małych prędkościach są przedstawione dla kąta Tetk=+2st., na prędkościach średnich dla kąta Tetk=+stopni a dla dużych prędkości są podane dla kąta Tetk= stopni. Krzywe równowagi bocznej w locie poziomym w postaci wykresów przedstawiono na poniższych rysunkach. Obejmują one następujące zależności w funkcji kąta ślizgu Beta : kąt przechylenia osi wirnika B1W [st] dodatni, gdy przechylenie w prawo kąt przechylenia kadłuba wiatrakowca Gamma [st.] dodatni, gdy przechylenie w prawo kąta steru kierunku Dv [st] dodatni, gdy krawędź spływu steru kierunku odchylona jest w lewą stronę. Kąt Beta jest dodatni, gdy przód kadłuba odchylona jest w lewą stronę (napływ strumienia powietrza jest z prawej strony). Zależność kąta przechylenia osi wirnika od kąta ślizgu, lot poziomy, m=1kg, H=km 8 V=km/h, Tetk=+2st. 6 V=1km/h, Tetk=st. 4 V=2km/h, Tetk=st Beta [st.] Rys.8.3.1

52 Dv [st.] Gamma [st] Strona / Stron 2/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Zależność kąta przechylenia wiatrakowca od kąta ślizgu, lot poziomy, m=1kg, H=km V=km/h, Tetk=+2st. V=1km/h, Tetk=st. V=2km/h, Tetk=st Beta [st.] Rys Zależność kąta nastawienia steru kierunku od kąta ślizgu, lot poziomy, m=1kg, H=km 1 V=km/h, Tetk=+2st. V=1km/h, Tetk=st. V=2km/h, Tetk=st Beta [st.] Rys.8.3.3

53 Gamma [st] B1W [st.] Strona / Stron 3/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Zależność kąta przechylenia osi wirnika od kąta ślizgu, lot poziomy, m=94kg, H=km 8 V=km/h, Tetk=+2st. 6 V=1km/h, Tetk=st. 4 V=2km/h, Tetk=st Beta [st.] Rys Zależność kąta przechylenia wiatrakowca od kąta ślizgu, lot poziomy, m=94kg, H=km V=km/h, Tetk=+2st. V=1km/h, Tetk=st. V=2km/h, Tetk=st Beta [st.] Rys.8.3.

54 B1W [st.] Dv [st.] Strona / Stron 4/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Zależność kąta nastawienia steru kierunku od kąta ślizgu, lot poziomy, m=94kg, H=km 1 V=km/h, Tetk=+2st. V=1km/h, Tetk=st. V=2km/h, Tetk=st Beta [st.] Rys Zależność kąta przechylenia osi wirnika od kąta ślizgu, lot poziomy, m=82kg, H=km 1 V=km/h, Tetk=+2st. V=1km/h, Tetk=st. V=2km/h, Tetk=st Beta [st.] Rys.8.3.7

55 Dv [st.] Gamma [st] Strona / Stron /121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Zależność kąta przechylenia wiatrakowca od kąta ślizgu, lot poziomy, m=82kg, H=km V=km/h, Tetk=+2st. V=1km/h, Tetk=st. V=2km/h, Tetk=st Beta [st.] Rys Zależność kąta nastawienia steru kierunku od kąta ślizgu, lot poziomy, m=82kg, H=km 1 V=km/h, Tetk=+2st. V=1km/h, Tetk=st. V=2km/h, Tetk=st Beta [st.] Rys.8.3.9

56 Gamma [st] B1W [st.] Strona / Stron 6/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Zależność kąta przechylenia osi wirnika od kąta ślizgu, lot poziomy, m=674kg, H=km 1 V=km/h, Tetk=+2st. 1 V=1km/h, Tetk=st. V=2km/h, Tetk=st Beta [st.] Rys Zależność kąta przechylenia wiatrakowca od kąta ślizgu, lot poziomy, m=674kg, H=km 6 V=km/h, Tetk=+2st. V=1km/h, Tetk=st. 4 V=2km/h, Tetk=st Beta [st.] Rys

57 Dv [st.] Strona / Stron 7/121 nr FC.w2.DOB.JBR.22.ver1 Zależność kąta nastawienia steru kierunku od kąta ślizgu, lot poziomy, m=674kg, H=km 1 V=km/h, Tetk=+2st. V=1km/h, Tetk=st. V=2km/h, Tetk=st Beta [st.] Rys Lot z e ślizgiem wymaga przechylenia osi wirnika przy prawym ślizgu (napływ z lewej strony kąt Beta ujemny) oś wirnika jest przechylana w lewą stronę, a przy lewym ślizgu oś wirnika jest przechylona w prawą stronę. Zatem wiatrakowiec charakteryzuje się pozytywną statecznością sterowania przechylaniem wirnika po kącie ślizgu. Z uwagi na zakres sterowania przechylaniem osi wirnika B1W=<-1st.;+1st.>, na małych i średnich prędkościach lotu może być realizowany ślizg Beta= 2 stopni. Natomiast na maksymalnych prędkościach lotu ślizg może być realizowany w mniejszym zakresie kątów ślizgu <-1st.;+1st.>. Przy locie ze ślizgiem, gdy napływ występuje z lewej strony wiatrakowiec przechyla się w lewą stronę (w stronę napływu) kąt Gamma< i odwrotnie lot z lewym ślizgiem (napływ z prawej strony) powoduje przechylenie wiatrakowca w prawą stronę kąt Gamma>. Zwraca uwagę duża wartość kąta przechylenia przy dużych prędkościach lotu. W normalnej eksploatacji loty zwykle są wykonywane bez ślizgu lub z małymi ślizgami dlatego duże przechylenia wiatrakowca w lotach ze ślizgiem nie będą realizowane. Innym zagadnieniem są loty z przechyleniem w manewrze prawidłowego zakrętu. Są to loty bez ślizgu. Jednak to zagadnienie nie jest przedmiotem tego opracowania. Charakter zależności kąta Dv nastawienia steru kierunku po kącie ślizgu Beta wskazuje na pozytywną stateczność kierunkową. Gradient ddv/dbeta praktycznie jest dodatni w całym rozpatrywanym zakresie kątów ślizgu i w całym rozpatrywanym zakresie prędkości lotu.