Dokument Obliczeniowo-Analityczny

Transkrypt

1 Obliczeniowo-nalityczny Strona / Stron 1/20 nr 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 OBCIĄŻEŃ ZEWNĘTRZNYCH WIRNIK WITRKOWC FUSIONCOPTER FC-4 DL PRZYPDKÓW LOTNYCH WG WYMGŃ PRZEPISÓW CS-27 Opracowanie O P R C O W Ł:... Jan Bronowicz Świdnik, 29 października 2013 r.

2 Obliczeniowo-nalityczny Strona / Stron 2/20 nr S P I S T R E Ś C I. strona 1.0 Dane ogólne Produkt Zespół Przedmiot opracowania Cel opracowania Obowiązujące przepisy i dane projektowe Wnioski Dane do obliczeń Układ współrzędnych Dane masowe, geometryczne i aerodynamiczne Łopata wirnika Ograniczenia projektowe Obliczenia obciążeń Lot poziomy ustalony Manewr wyrwania Wejście w opadanie przed manewrem wyrwania i wyjście z manewru wyrwania Podmuch pionowy z dołu i z góry Lot poziomy ze ślizgiem nieustalonym Zestawienie obciążeń Wykaz literatury i materiałów źródłowych 20

3 1.0 DNE OGÓLNE. Obliczeniowo-nalityczny Strona / Stron 3/20 nr 1.1 Produkt. : Wiatrakowiec FC-4 zgodny z rys. W ver b Podstawowa geometria oraz zgodny z dokumentem nr FC.w02.DPR.JLI.001.ver2 z dn. 4 września 2013r. Dane projektowe - Charakterystyka techniczna i ograniczenia operacyjne wiatrakowca Fusioncopter FC Zespół. : Wirnik nośny wg rysunku W Montaż wirnika 4 łopatowego, wirnik dwułopatowy, usterzenia wg rysunku W Montaż usterzeń oraz zgodny z dokumentem nr FC.w02.DPR.JLI.001.ver2 z dn. 4 września 2013r. Dane projektowe Charakterystyka techniczna i ograniczenia operacyjne wiatrakowca Fusioncopter FC PRZEDMIOT OPRCOWNI Przedmiotem opracowania są obciążenia zewnętrzne w locie wirnika nośnego czterołopatowego. 3.0 CEL OPRCOWNI Celem opracowania jest wyznaczenie obciążeń zewnętrznych działających na wirnik nośny 4 łopatowy dla przypadków lotnych wg wymagań przepisów CS-27, wydanie 3 z 11 grudnia 2012r. Obliczenia te uwzględniają charakterystyki aerodynamiczne płatowca i usterzeń wiatrakowca uzyskane z badań tunelowych modelu wiatrakowca (opracowane w raporcie nr FC.w02.DOB.JBR.009.ver2, wydanie z r.) oraz z aktualizacji podstawowych ograniczeń projektowych zawartych w dokumencie nr FC.w02.DPR.JLI.001.ver2 z dn. 4 września 2013r. Obciążenia wyznaczono dla następujących przypadków lotnych : 1. lot poziomy ustalony (symetryczny) 2. manewr wyrwania w locie silnikowym (pkt i CS-27) 3. wejście w opadanie przed manewrem wyrwania i wyjście z manewru wyrwania (pkt i CS-27) 4. podmuch pionowy z dołu i z góry (pkt i pkt CS-27) 5. lot poziomy ze ślizgiem nieustalonym (pkt CS-27). Zgodnie z definicjami przepisów CS-27 obciążenia w tym opracowaniu są obciążeniami dopuszczalnymi do wykorzystania w próbach statycznych struktury wiatrakowca. 4.0 OBOWIZUJĄCE PRZEPISY I DNE PROJEKTOWE.. 1. Certification Specifications for Small Rotorcraft, CS-27, wydanie 3 z 11 grudnia 2012r. 2. Dane projektowe - Charakterystyka techniczna i ograniczenia operacyjne wiatrakowca Fusioncopter FC-4. Opracowanie nr FC.w02.DPR.JLI.001.ver2 z 4 września 2013r. 3. CP 643. British Civil irworthiness Requirements. Section T Light Gyroplanes. Wydanie z 9 maja 2013r.

4 Obliczeniowo-nalityczny Strona / Stron 4/20 nr 5.0 WNIOSKI. 1. Obciążenia wyznaczone w tym opracowaniu powinny być wykorzystane w programach prób statycznych głowicy wirnika, masztu wraz z węzłami mocowania do kadłuba. 2. Maksymalna siła T występuje podczas manewru wyrwania, a maksymalne siły H i S występują podczas podmuchu wiatru z dołu (tabela 9 str. 19). 6.0 Dane do obliczeń 6.1 Układ współrzędnych W opracowaniu został przyjęty prostokątny, prawoskrętny układ współrzędnych związany z wiatrakowcem (rys. 1). Układ jest zaczepiony w środku ciężkości wiatrakowca i przemieszcza i obraca się w przestrzeni łącznie z wiatrakowcem. Oś X jest skierowana do przodu i jest równoległa do płaszczyzny bazowej 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. Położenia środków ciężkości wiatrakowca są wyznaczane w tzw. bazowym układzie współrzędnych, którego początek znajduje się w punkcie przecięcia się poziomej płaszczyzny umiejscowionej mm pod płaszczyzną wyznaczoną przez osie wałów śmigieł oraz osi wirnika w położeniu nie odchylonym (przy zerowym zasterowaniu wirnikiem). Oś OX b jest skierowana do tyłu, oś OZ b do góry, oś OY b w bok w lewą stronę, gdy patrzymy w kierunku dodatniego zwrotu osi OX b. Y Zb My Z X Mx SC Mz Xb Yb Ts p SC Xb Ts L

5 Obliczeniowo-nalityczny nr Strona / Stron 5/20 Rys.1. Układ osi współrzędnych bazowy (z indeksem b) i związany z wiatrakowcem. 6.2 Dane masowe, geometryczne i aerodynamiczne Maksymalna masa startowa wiatrakowca - m=1050kg Minimalna masa startowa - m= 650kg Skrajne wzdłużne położenie środka masy przednie (możliwe dla masy m=1050kg) - tylne (możliwe dla masy m=650kg) - Skrajne poprzeczne położenie środka masy Skrajne pionowe położenie środka masy Górne (możliwe dla masy m=650kg) - dolne (możliwe dla masy m=1050kg) - Podłużna współrzędna środka piasty śmigła - Pionowa współrzędna środka piasty śmigła - Boczna współrzędna środka piasty prawego śmigła - x=-281 mm x= - 61 mm y= 20 mm z= 245 mm z= 125 mm m 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 - Pionowa współrzędna środka parcia statecznika poziomego - Boczna współrzędna środka parcia prawej połówki płata statecznika poziomego - 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 m m m m m +0.0 stopni stopni stopni 10.0 stopni stopni stopni stopni stopni 0.0 stopni

6 Obliczeniowo-nalityczny nr Strona / Stron 6/20 Dane geometryczne wyznaczono na podstawie ogólnej geometrii wiatrakowca przedstawionej na poniższych rysunkach z uwzględnieniem zmiany kształtu stateczników pionowych.

7 Obliczeniowo-nalityczny Strona / Stron 7/20 nr Rys. 2.

8 6.3 Łopata wirnika Obliczeniowo-nalityczny Strona / Stron 8/20 nr Wirnik nośny z 4 łopatami jest wirnikiem z dwoma wirnikami typu huśtawka (rys. 6) rozstawionymi w azymucie co 90 stopni. Promień wirnika m Cięciwa łopaty m Kąt stożka - 0 stopni R=4.4m R 0 =0.44m Kąt stożka c 0 =0 st. Rys. 3. Schemat wirnika nośnego 4 łopatowego 6.4 OGRNICZENI PROJEKTOWE Poniżej przedstawiono podstawowe ograniczenia projektowe wiatrakowca FC-4: Ograniczenia prędkości lotu Lot z napędem Prędkość demonstracyjna, VD Prędkość nigdy nieprzekraczalna, VNE Prędkość maksymalna, VH Prędkość minimalna lotu poziomego, Vmin Lot bez napędu Prędkość nigdy nieprzekraczalna, VNE Prędkość minimalna, Vmin 250 km/h 225 km/h 225 km/h 50 km/h 200 km/h 80 km/h Współczynniki obciążeń dopuszczalnych Współczynnik dodatni (skierowany do dołu ) dla masy maksymalnej (1050 kg ) [g] dla masy minimalnej (650 kg ) [g] Współczynnik ujemny (skierowany do góry ) dla masy maksymalnej ( 1050 kg ) [g] dla masy minimalnej ( 650 kg ) [g] Zmianę współczynników obciążeń w zależności od masy śmigłowca przedstawiają rys.4 i 5.

9 ny [g] ny [g] Jan Bronowicz Obliczeniowo-nalityczny Strona / Stron 9/20 nr Zależność maksymalnego pionowego współczynnika przeciążenia w locie M [kg] Rys. 4. Zależność dodatniego współczynnika obciążeń od masy wiatrakowca. Zależność ujemnego współczynnika przeciążeń od masy wiatrakowca m [kg] Rys. 5. Zależność ujemnego współczynnika obciążeń od masy wiatrakowca. Wartości współczynników dopuszczalnych poniżej 3.5 oraz powyżej 1 wyznaczono w opracowaniu lit. [2] Ograniczenia prędkości obrotowej wirnika nośnego Maksymalna chwilowa Maksymalna ciągła Minimalna ciągła Minimalna chwilowa Minimalna do pełnego otwarcia przepustnicy przy starcie Maksymalna dla użycia hamulca wirnika 500 obr/min 420 obr/min 240 obr/min 220 obr/min 160 obr/min 120 obr/min

10 HWN [N] TWN [N] Strona / Stron 10/20 Jan Bronowicz Obliczeniowo-nalityczny nr 7.0 OBLICZENI OBCIĄŻEŃ 7.1 LOT POZIOMY USTLONY Wyniki obciążeń w ustalonym locie poziomym prezentowane są na poniższych wykresach, które uzyskano z obliczeń stateczności statycznej w zakresie prędkości lotu od V=60km/h do V D =250km/h. Zamieszczono tylko wyniki dla maksymalnej masy startowej ponieważ wartości obciążeń dla tej masy są maksymalne. Wyniki dotyczą masy m=1050kg ze skrajnym przednim położeniem środka ciężkości i średnim kątem nastawienia statecznika poziomego Epssp=+6 stopni. Wykresy poniższe przedstawiają składowe ciągu wirnika w układzie osi związanej z wirnikiem. Oś wirnika jest odchylona w płaszczyźnie symetrii wiatrakowca o kąt 1W i przechylona w bok o kąt B1W względem osi układu bazowego (rys. 1). 1W jest dodatni gdy oś wirnika odchylona do tyłu, B1W jest dodatni gdy oś wirnika jest przechylona w prawo (przy widoku w kierunku lotu). Składowe ciągu są zaczepione w środku osi przegubów wahań po ½ wartości TWN, HWN, SWN. Składowa ciągu TWN jest skierowana do góry wzdłuż osi wirnika, HWN leży w płaszczyźnie symetrii wiatrakowca i jest prostopadła do osi wirnika (dodatnia do tyłu), SWN jest prostopadła do siły H i jest prostopadła do osi wirnika (dodatnia w prawo przy widoku w kierunku lotu). Wyniki cyfrowe obliczeń stateczności statycznej wykorzytywane w tym opracowaniau zawarto w załączniku nr FC.w02.DOB.JBR.017.ver1 wydanie z r. Składowa T ciągu wirnika, H=0, W V [km/h] Rys Składowa H ciągu wirnika, H=0, W V [km/h] Rys

11 1W, B1W [deg] SWN [N] Jan Bronowicz Obliczeniowo-nalityczny Strona / Stron 11/20 nr Składowa S ciągu wirnika, H=0, W V [km/h] Rys Kąty odchylenia i przechylenia osi wirnika, H=0, W Serie1 Serie V [km/h] Rys Maksymalne obciążenia wirnika w locie poziomym uzyskujemy na prędkości V D. Zestawienie obciążeń zawiera poniższa tabela 1. Tabela 1. Lot poziomy symetryczny T [N] H [N] S [N] 1W [ o ] B1W [ o ]

12 Obliczeniowo-nalityczny Strona / Stron 12/20 nr 7.2 MNEWR WYRWNI Jak wykazano w raporcie nr FC.w02.DOB.JBR.004.ver2 Obliczenia symulacyjne manewru wyrwania wiatrakowca Fusioncopter FC-4 (lit. [2]), maksymalne przeciążenie uzyskuje się w manewrze wyrwania z pracującym napędem a ponadto w raporcie nr FC.w02.DOB.JBR.012.ver1 Obliczenia maksymalnego współczynnika przeciążenia wiatrakowca Fusioncopter FC-4 z wirnikiem 2 łopatowym w manewrze wyrwania (lit. [8]) wykazano, że maksymalne przeciążenia są osiągane z wirnikiem czterołopatowym, to do dalszej analizy przyjmujemy wirnik z czterema łopatami. W związku z powyższym obciążenia wymiarujące dla tego przypadku należy przyjąć z silnikowego manewru wyrwania wiatrakowca z wirnikiem czterołopatowym (manewr krytyczny). Manewr wyrwania dający maksymalny współczynnik przeciążenia jest zamodelowany w następujący sposób : 1. Początek manewru rozpoczyna się z lotu poziomego V H wiatrakowiec jest wprowadzany do lotu ze zniżaniem i rozpędzany do prędkości V D. 2. Kąt trajektorii lotu TET w czasie zniżenia jest równy 10 stopni. 3. Prędkość zniżania w momencie osiągnięcia prędkości V D jest równa Va*sin(10 o ). 4. Od prędkości lotu V D rozpoczyna się hamowanie prędkości poprzez zwiększenie kąta natarcia kadłuba i wirnika i przez zwiększanie kąta TETK. Symulację wyrwania rozpoczynamy od momentu rozpoczęcia hamowania. Warunki początkowe do symulacji : obroty wirnika, NR[obr/min] kąt odchylenia osi wirnika, 1W [ o ] kąt podłużnego położenia kadłuba, TETK [ o ] moc niezbędna na napęd śmigieł, Ps [KW] uzyskujemy z obliczeń stateczności statycznej (równowagi) wiatrakowca dla lotu z zadanym opadaniem i na zadanej prędkości lotu. 5. Zwiększanie kąta natarcia wirnika i kąta natarcia kadłuba odbywa się ze stałą założoną prędkością kątową równą 15 o /sek. 6. Zwiększanie kąta natarcia wirnika i kąta natarcia kadłuba powoduje wzrost obrotów wirnika nośnego i odbywa się do momentu gdy obroty wirnika zaczynają się zmniejszać. 7. Po uzyskaniu maksymalnych obrotów wirnika następuje zmniejszenie kąta natarcia wirnika i kadłuba i przejście do lotu poziomego. Zależności ciągu maksymalnego T, siły H i siły S wirnika nośnego w funkcji czasu przedstawiono na poniższych wykresach dla manewru krytycznego (rys ). Rys obejmuje również manewr wyprowadzenia z wyrwania. Z rys wynika, że siły T, H, S w całym manewrze nie przyjmują wartości ujemnych. Minimalna wartość siły T jest równa 615 [N]. Wyniki cyfrowe symulacji powyższych manewrów wykorzytywane w tym opracowaniau zawarto w załączniku nr FC.w02.DOB.JBR.017.ver1 wydanie z r.

13 T, H, S [N] Jan Bronowicz Obliczeniowo-nalityczny Strona / Stron 13/20 nr Składowe ciągu maksymalnego, manewr wyrwania i wyjście z manewru, m=1050kg TWN HWN SWN t [s] Rys Rys przedstawia składowe ciągu T, H i S. Maksymalna wartość T w manewrze wyrwania wynosi [N]. Składowa podłużna H wynikająca z wahań łopat w chwili osiągania maksymalnej wartości TWN wynosi 1800 [N] a S równa jest 116 [N]. Ze względu na małą, nieznaczącą wartość siły S w dalszej analizie siłę tę będziemy pomijać. Ponieważ nie możemy określić parametrów sterowania wirnikiem (1W i B1W) w momencie wystąpienia maksymalnego współczynnika przeciążenia, to przyjmujemy podejście konserwatywne prowadzące do maksymalnych obciążeń masztu a mianowicie przyjmujemy, że 1W=+15stopni lub 1W=-5stopni i B1W= 10 stopni t.j maksymalne konstrukcyjne wartości sterowania wirnikiem. Wówczas siły od wirnika w układzie bazowym (dla obciążenia masztu) wynoszą:

14 Obliczeniowo-nalityczny Strona / Stron 14/20 nr H b =H cos(1w)+t sin(1w) = 1800 cos(15 o ) sin(15 o )=9141 [N] maksymalna siła do tyłu H b =H cos(1w)+t sin(1w) = 1800 cos(-5 o ) sin(-5 o )=-700 [N] maksymalna siła do przodu. Konserwatywnym podejściem do wyznaczenia maksymalnej siły do przodu będzie pominięcie w ostatnim wzorze składnika HWN wynikającego z wahań łopat i wtedy : H b = T sin(1w) = sin(-5 o )=-2493 [N] maksymalna siła do przodu. Ta wartość będzie przyjmowana do obciążeń masztu. Siły boczne w układzie bazowym wynoszą : S b = T sin(b1w) = sin( 10 o )= 4966 [N]. Maksymalne obciążenia dla manewru wyrwania są zestawione w tabeli 2. Tabela 2. Obciążenia dla przypadku wyrwania T [N] H [N] S [N] 1W [ o ] B1W [ o ] WEJŚCIE W OPDNIE PRZED MNEWREM WYRWNI I WYJŚCIE Z MNEWRU WYRWNI W opracowaniu nr FC.w02.DOB.JBR.004.ver2 Obliczenia symulacyjne manewru wyrwania wiatrakowca Fusioncopter FC-4 rozpatrywano warunki, w których uzyskuje się minimalne przeciążenie. Z powyższego opracowania wynika, że minimalny współczynnik uzyskano w manewrze opadania następującego po manewrze wyrwania z pracującym napędem. Nieco wyższą wartość współczynnika uzyskano w manewrze wejścia do opadania przed manewrem wyrwania. Oba rozpatrywane manewry były wykonywane z minimalną masą m=650kg. Wejście w opadanie przed manewrem wyrwania odbywa się z prędkości lotu poziomego V H =V NE =225km/h. Sam manewr wyrwania zaczynający się od zwiększania kąta podłużnego położenia kadłuba rozpoczyna się przy prędkości V D =250km/h. Poniższe wykresy przedstawiają przebiegi w czasie sił T i H na wirniku. Siła S ma małą wartość i jest pominięta.

15 TWN, HWN [N] TWN, HWN [N] Jan Bronowicz Obliczeniowo-nalityczny Strona / Stron 15/20 nr Składowe ciągu maksymalnego, wejście w opadanie przed manewrem wyrwania, m=650kg TWN HWN t [s] Rys Składowe ciągu maksymalnego, wyjście z manewru wyrwania, m=650kg t [s] Rys Minimalny współczynnik przeciążenia występuje w momencie gdy ciąg wirnika uzyskuje minimalną wartość. Na podstawie powyższych wykresów otrzymujemy wartości dla T, H. Porównanie wartości z rys i oraz wskazuje, że minimalne wartości uzyskuje się dla minimalnej masy. TWN HWN

16 Obliczeniowo-nalityczny Strona / Stron 16/20 nr Obciążenia dla tego przypadku zestawiamy w poniższej tabeli 3. Tabela 3. Minimalne wartości ciągu. T [N] H [N] S [N] 1W [ o ] B1W [ o ] Uwagi Wejście w opadanie 10.0 Wyjście z wyrwania 7.4 PODMUCH PIONOWY Z DOŁU I Z GÓRY Wpływ podmuchu pionowego i poziomego rozpatrujemy w zakresie prędkości lotu poziomego od Vmin do V D =1.11V NE =250km/h. Przyjmujemy zgodnie z wymaganiami przepisów, że podmuch pojawia się nagle i oddziałuje na całą rozpatrywaną powierzchnię wirnika. Podmuch pionowy będzie powodował zmianę kąta natarcia oraz przyrost prędkości napływu względem wartości ustalonego lotu wiatrakowca. Wartości niezbędne do wyznaczenia obciążeń od podmuchu są otrzymane z obliczeń stateczności statycznej wiatrakowca i zamieszczone w poniższej tabeli 4. Tabela 4. V [km/h] Uwagi wn[ o ] Masa maksymalna NR [obr/min] m=1050kg 1W [ o ] B1W [ o ] wn[ o ] Masa minimalna m=650kg NR [obr/min] W [ o ] B1W [ o ] Zgodnie z wymaganiami przepisów CS-27 przyjmujemy podmuch wiatru w=30ft/s=9.14m/s. Obliczenia sił na wirniku zostały wykonane z pomocą programu komputerowego P2.EXE lit. [7] przeznaczonego do obliczeń charakterystyk aerodynamicznych wirników typu huśtawkowego (z jednym wspólnym przegubem wahań pionowych). Wyniki obliczeń zamieszczono w tabeli 5.

17 Obliczeniowo-nalityczny Strona / Stron 17/20 nr Tabela 5. Podmuch z dołu na wirnik nośny V 0 [km/h] Uwagi V [km/h] [ o ] wn[ o ] Masa maksymalna [ o ] m=1050kg NR [obr/min] T [N] H [N] S [N] W [ o ] B1W [ o ] wn[ o ] Masa minimalna [ o ] m=650kg NR [obr/min] T [N] H [N] S [N] W [ o ] B1W [ o ] T, H, S składowe ciągu wirnika w układzie osi związanym z wirnikiem, oś wirnika jest odchylona do tyłu o kąt 1W i przechylona w bok o kąt B1W względem osi układu bazowego (rys. 1). Składowe te są obliczane programem P2.EXE. Z opracowania nr FC.w02.DOB.JBR.005.ver2 wynika, że przy pionowym podmuchu z góry siły wirnika są małe. Dlatego tego przypadku w tym opracowaniu nie rozpatrujemy. Tabela 6. Podmuch pionowy. Obciążenia maksymalne. T [N] H [N] S [N] 1W [ o ] B1W [ o ] Uwagi Maksymalne obciążenia wirnika dla tego przypadku występują przy podmuchu z dołu

18 Obliczeniowo-nalityczny Strona / Stron 18/20 nr 7.5 LOT PZIOMY ZE ŚLIZGIEM NIEUSTLONYM Ślizg nieustalony na prędkości V H. Przyjmujemy, że siły wirnika nośnego w tym przypadku lotnym są takie jak w symetrycznym locie poziomym z prędkością VH=VNE. Zestawienie obciążeń zawiera poniższa tabela 7. Tabela 7. Ślizg nieustalony na V H T [N] H [N] S [N] 1W [ o ] B1W [ o ] Ślizg nieustalony na prędkości 0.6 V H. Przyjmujemy, że siły wirnika nośnego w tym przypadku lotnym są takie jak w symetrycznym locie poziomym z prędkością V=135km/h=0.6 V H. Zestawienie obciążeń zawiera poniższa tabela 8. Tabela 8. Ślizg nieustalony na 0.6 V H T [N] H [N] S [N] 1W [ o ] B1W [ o ] ZESTWIENIE OBCIĄŻEŃ Poniższa tabela zawiera zestawienie maksymalnych obciążeń dla poszczególnych rozpatrywanych przypadków. Tabela 9 Lp Przypadek obciążenia T [N] H[N] S [N] 1W [ o ] B1W [ o ] 1. Lot poziomy ustalony Manewr wyrwania Wejście w opadanie Wyjście z manewru wyrwania Podmuch pionowy Ślizg nieustalony na V H 7. Ślizg nieustalony na 0.6 V H

19 Obliczeniowo-nalityczny nr Strona / Stron 19/20 UWG : Obliczone powyżej obciążenia są obciążeniami eksploatacyjnymi. Do obliczeń wytrzymałościowych i prób statycznych siły należy pomnożyć przez współczynnik bezpieczeństwa f=1.5. Uwagi dotyczące próby statycznej głowicy i masztu: 1. próba statyczna masztu i głowicy powinna być prowadzona łącznie 2. głowica wirnika osadzona na maszcie musi być w położeniu maksymalnego zasterowania w kierunku podłużnym i poprzecznym równocześnie. (+15 stopni do tyłu, 5 stopni do przodu, 10 stopni na boki) wybieramy najbardziej krytyczny lub najbardziej krytyczne przypadki spośród 4-ch 3. Siły przykładamy do osi przegubów wahań po ½ T, ½ H i ½ S. 4. Siła T ma mieć kierunek zgodny z osią wału wirnika 5. Siła H ma być prostopadła do osi wirnika i być w płaszczyźnie symetrii wiatrakowca (masztu) 6. Siła S ma być prostopadła do osi wirnika i być prostopadła do płaszczyzny symetrii wiatrakowca (masztu) 7. Zamiast przykładania trzech sił (T, H i S oddzielnie) do każdego z przegubów można przyłożyć jedną wypadkową siłę R = pierwiastek kwadratowy z sumy kwadratów ½ T, ½ H i ½ S pod kątem 1=arctg(H/T) względem osi wału wirnika w płaszczyźnie symetrii wiatrakowca i pod kątem 2=arctg(S/T) do płaszczyzny symetrii wiatrakowca.

20 Obliczeniowo-nalityczny Strona / Stron 20/20 nr 9.0 WYKZ LITERTURY I MTERIŁÓW ŹRÓDŁOWYCH [ 1 ] J. Lichota - Dane projektowe - Charakterystyka techniczna i ograniczenia operacyjne wiatrakowca Fusioncopter FC-4. Nr opracowania FC.w02.DPR.JLI.001.ver2 z dn. 4 września 2013.r [ 2] J. Bronowicz - Obliczenia symulacyjne manewru wyrwania wiatrakowca Fusioncopter FC-4 opracowanie nr FC.w02.DOB.JBR.004.ver2, wydanie z 3 września 2013r. [ 3 ] CP 643. British Civil irworthiness Requirements. Section T Light Gyroplanes. Wydanie z 9 maja 2013r. [ 4 ] J. Bronowicz- naliza wyników badań aerodynamicznych modelu wiatrakowca FC-4. Opracowanie FC.w02.DOB.JBR.009.ver2, wydanie 21 października 2013r [ 5 ] Fusioncopter Sp. z o. o. - Podstawowa geometria. Nr rysunku W ver b. [ 6 ] - European viation Safety gency - Certification Specifications for Small Rotorcraft CS 27. Wydanie 3 wydanie 3 z 11 grudnia 2012r. [ 7 ] - J. Bronowicz - Metodyka i program komputerowy obliczeń aerodynamicznych wirników dwułopatowych typu huśtawka nazwa programu P-2.EXE opracowanie nr JB 16/2011/1, wydanie z marca 2011r. [ 8 ] - J. Bronowicz - Obliczenia maksymalnego współczynnika przeciążenia wiatrakowca Fusioncopter FC-4 z wirnikiem 2 łopatowym w manewrze wyrwania. Opracowanie FC.w02.DOB.JBR.012.ver1. Wydanie z 23 października 2013r. [ 9 ] dvisory Circural U. S. Department of Transportation. Federal viation dministration. C No : 27-1B. Wydanie z 30 września 2008r. [ 10 ] J. Lichota - Raport z analizy wędrówki środka ciężkości Wiatrakowca i oczekiwanej masy startowej. Opracowanie: FC.w02.DOB.JLI.001.ver6 z dn. 22 sierpnia 2013r. [ 11 ] - J. Bronowicz. Załącznik do opracowania nr pt. Obliczenia obciążeń zewnętrznych wirnika wiatrakowca Fusioncopter FC-4 dla przypadków lotnych wg wymagań przepisów CS-27, wydanie z 29 października 2013r.