P R A C E N A U K O W E - P O L I T E C H N I K A W A R S Z A W S K A . T R A N S P O R T
ISSN: 1230-9265 vol. 130
DOI: 10.5604/01.3001.0014.4672 2020
Article citation information:
Dalba, B., Manerowski, J. (2020). Calculation of aircraft’s aerodynamic loads using flight data records, WUT Journal of Transportation Engineering, 130, 7-17, ISSN: 1230-9265, DOI: 10.5604/01.3001.0014.4672
*Corresponding author
E-mail address: bartosz.dalba@gmail.com (B. Dalba); jma@wt.pw.edu.pl (J. Manerowski) ORCID iD: 0000-0003-3556-3885 (J. Manerowski)
Received 18 August 2020, Revised 1 October 2020, Accepted 13 October 2020, Available online 23 October 2020
Calculation of aircraft's aerodynamic loads using flight
data records
Bartosz Dalba
*, Jerzy Manerowski
Warsaw University of Technology, Faculty of Transport, Warsaw, Poland
Abstract. Assessing the aircraft from the flight mechanics point of view requires an analysis of the acting loads. The ability to plan and then coordinate engine thrust and control surfaces use to control the relationship between drag, lift, and gravity is a critical factor in assessing airplane performance. A balance between these forces must always be kept in flight, and the better you understand the importance of these forces and how to control them, the greater your pilot's skill. The article presents a method of determining aircraft loads using the onboard flight parameters recording system's data. It is based on the use of mathematical methods and the equations of experimental flight mechanics. The critical element of the work is computer so-ftware created based on the compounds mentioned above. Applying an appropriate mathema-tical formalism made it possible to determine the aerodynamic loads, lift, drag, and friction acting on the plane during the take-off operation. The test results can be used together with a computer program in operational practice.
Keywords: flight parameters, aerodynamic forces, take-off, flight path
1. Wprowadzenie
Koordynacja użycia mocy silników i powierzchni sterowych w celu wprowadzenia od-powiednich zmian w ciągu oraz sile oporu, nośnej i ciężkości, jest jednym z kluczowych elementów pokazującym, jak dobrze pilot radzi sobie za sterami. Równowaga między tymi siłami musi być zawsze kontrolowana podczas lotu. Im lepsze zrozumienie sił, tym lepiej pilot jest w stanie poradzić sobie z kontrolowaniem samolotu [2]. Zrozumienie tych zależ-ności jest szczególnie ważne podczas trwania operacji startu, etapu od chwili ruszenia sa-molotu z miejsca przy użyciu własnej mocy, do chwili osiągnięcia wysokości i prędkości lotu [4], gdyż w jej trakcie zachodzą w stosunkowo krótkim czasie bardzo duże zmiany układów i wartości parametrów aerodynamicznych.
To właśnie mechanika lotu, wraz z aerodynamiką, są dziedzinami nauki, które zajmują się ruchem samolotu w atmosferze, określają źródła tego ruchu oraz formułują prawa rzą-dzące siłami działającymi na samolot [1]. W literaturze istnieje wiele prac poświęconych mechanice lotu, jednak przeważająca większość stanowi źródło podstawowej wiedzy dla
osób szkolących się w zakresie pilotażu. Można odnaleźć również prace poświęcone anali-zom numerycznym [6] oraz badaniom tunelowym odpowiednich modeli [7], które pozwa-lają poznać różnice w charakterystykach aerodynamicznych różnych typów statków po-wietrznych.
Celem pracy było opracowanie narzędzia obliczeniowego pozwalającego na obliczenie obciążeń aerodynamicznych działających na samolot w trakcie wykonywania operacji startu. Do zrealizowania celu posłużono się językiem programowania Visual Basic for Application hostowanym w programie Microsoft Excel. Istnieje możliwość teoretycznego wyznaczenia obciążeń w oparciu o wartości parametrów lotu przyjętych na podstawie cha-rakterystyk samolotu, jednak tak wyznaczone wartości nie zawsze będą dokładnie wyzna-czonymi. W celu uzyskania poprawnych wartości należy posłużyć się rzeczywistymi warto-ściami parametrów. Jako źródło do pozyskania rzeczywistych wartości parametrów należy wykorzystać rejestratory parametrów lotu. W tej pracy wykorzystane zostały zapisy pocho-dzące z wojskowego systemu rejestracji parametrów S2-3a zamontowanego na pokładzie samolotu bojowego wykorzystywanego przez Siły Zbrojne RP - MiG-29. Opracowane narzędzie zostało utworzone w oparciu o równania z dziedziny eksperymentalnej mechaniki lotu.
2. Dane wejściowe
2.1. Zapisy z rejestratora parametrów lotu
Dane, na których operuje utworzone narzędzie, pochodzą z systemu rejestracji parame-trów lotu S2-3a. Jest to system rejestracji opracowany przez Instytut Techniczny Wojsk Lot-niczych. Pozyskane dane obejmują przebiegi czasowe odpowiednich parametrów lotu oraz raport z lotu. Wielkości mierzone przez system zostały zapisane w formie przebiegów cza-sowych w postaci tabeli oraz raportu z lotu. Parametry w nich zawarte to prędkości obrotowe lewego i prawego silnika, przeciążenia podłużne, przeciążenia normalne, kąt natarcia, kąt pochylenia samolotu oraz prędkość lotu. Parametry te zostały zapisane w odpowiednich jed-nostkach lub wartościach odniesionych do innych wartości. Kolejno prędkości obrotowe sil-ników zostały zapisane jako odniesienie do maksymalnej prędkości obrotowej silsil-ników za-montowanych w samolocie, przeciążenia podłużne i normalne podane zostały jako odnie-sienie do przyspieszenia ziemskiego, kąty natarcia i pochylenia podane zostały w stopniach, natomiast prędkość wyrażona została w kilometrach na godzinę.
2.2. Badany statek powietrzny
Badanym statkiem powietrznym, dla którego uzyskano zapisy z rejestratorów, był MiG-29, wielozadaniowy samolot produkcji rosyjskiej, wykorzystywany, między innymi, przez Siły Powietrzne RP. Pod względem konstrukcyjnym jest to jedno- lub dwumiejscowy górnopłat o metalowej konstrukcji, w którym zastosowane są materiały kompozytowe. Zastosowano w nim skrzydło pasmowe umożliwiające lot z dużymi kątami natarcia. Samolot wyposażony jest w zdwojone usterzenie pionowe podzielone na ster kierunku i sta-tecznik pionowy oraz usterzenie poziome, płytowe. Posiada podwozie trójpodporowe z kołem przednim, chowane w locie. Samolot charakteryzuje się masą operacyjną sięgającą
14 454 kg oraz powierzchnią nośną skrzydeł 38 m2 [5]. Wyposażony jest w dwa silniki dwu-przepływowe Klimow RD-33. Jest to konstrukcja sięgająca początku lat 70. XX wieku, któ-rej maksymalna prędkość obrotowa wynosi 15 539 obr/min. Przy tej wartości prędkości ob-rotowej uzyskiwany jest maksymalny ciąg bez dopalacza, który wynosi 48,5 kN. Dzięki za-stosowaniu tego napędu samolot wykonuje start w normalnych warunkach bez użycia dopa-laczy. Na podstawie dostępnych materiałów [3] utworzono funkcję wielomianową, która opisuje zmiany wytwarzanego ciągu w funkcji prędkości obrotowej
𝑇[𝑁] = 1000 ∙ (−0,1295 ∙ 𝑛3+ 5,9205 ∙ 𝑛2− 79,173 ∙ 𝑛 + 335,53) (1) gdzie:
𝑇 – ciąg wytwarzany przez pojedynczy silnik, 𝑛 – prędkość obrotowa silnika.
3. Wyznaczenie obciążeń aerodynamicznych
3.1. Siły działające na samolot w trakcie wykonywania operacji startu
W trakcie wykonywania lotu na samolot działają dwie składowe siły – siła nośna, prosto-padła do kierunku ruchu samolotu, oraz siła oporu, równoległa do kierunku ruchu [1].Siły te można wyrazić następującymi zależnościami: 𝑃𝑍 = 𝑐𝑍𝑆𝜚𝑉2
2 (2)
𝑃𝑋 = 𝑐𝑋𝑆𝜚𝑉2
2 (3)
gdzie:
𝑐𝑍 – współczynnik siły nośnej, 𝑐𝑋 – współczynnik siły oporu, 𝑆 – powierzchnia nośna samolotu, 𝜚 – gęstość powietrza,
𝑉 – rzeczywista prędkość lotu samolotu, 𝑃𝑍 – siła nośna,
𝑃𝑋 – siła oporu.
Dzięki tym zależnościom możliwe jest również określenie siły aerodynamicznej, która jest wypadkową wspomnianych uprzednio sił i można ją zapisać równaniem w następującej postaci:
R = √𝑃𝑍2+ 𝑃𝑋2 (4)
gdzie:
R – siła aerodynamiczna.
W początkowym etapie operacji startu – czyli rozbiegu – samolot pozostaje na ziemi, więc między jego kołami, a nawierzchnią drogi startowej występuje również siła tarcia. Siła ta jest bezpośrednio uzależniona od siły nacisku, jaką samolot wywiera na podłoże oraz od współczynnika siły tarcia i można ją zapisać wzorem [1]:
𝐹𝑡 = 𝑓 ∙ 𝑁 (5) gdzie:
𝐹𝑡 – siła tarcia,
𝑓 – współczynnik siły tarcia,
𝑁 – siła nacisku kół samolotu na podłoże.
Należy zaznaczyć, że siła tarcia jest zależna od siły nacisku (nie od ciężaru samolotu). Spowodowane jest to wzrostem wartości siły nośnej wraz ze wzrostem prędkości. Siła no-śna, w trakcie rozbiegu, działa w tym samym kierunku co ciężar samolotu, posiada jednak przeciwny zwrot, przez co zmniejszana jest siła nacisku, a w efekcie również siła tarcia.
3.2. Równania ruchu samolotu
Badany samolot jest nadal wykorzystywany bojowo przez Siły Zbrojne RP, dlatego też jego charakterystyki są utajnione. Dostępne są ich przybliżenia prezentowane w jawnych pracach naukowych, jednak brak w nich informacji o konfiguracji samolotu, jakiej dotyczą. Z tego względu zdecydowano się zastosować podejście opierające się na równaniach ruchu z zakresu mechaniki lotu oraz eksperymentalnych metodach wyznaczania obciążeń bazują-cych na zapisach z rejestratorów. W celu obliczenia wartości odpowiednich wielkości zbu-dowano układ sił i przeciążeń, który został zaprezentowany na rysunku 1.
Rys. 1. Układ sił i przeciążeń działających na samolot w trakcie wznoszenia (źródło: opracowanie własne na podstawie [5])
Na podstawie tak zbudowanego układu sił sformułowane zostały równania, które po od-powiednich przekształceniach, umożliwiły wyznaczenie szukanych wielkości. Były nimi współczynnik siły nośnej oraz współczynnik siły oporu. Równania te zostały wykorzystane tylko do wyznaczenia wartości współczynników w trakcie wznoszenia, gdy samolot wytwa-rza siłę nośną wystarczającą do oderwania się od ziemi.
Pierwsze równanie pozwala na określenie współczynnika siły nośnej w układzie związa-nym z przepływem (opierającym się na wektorze prędkości). Zauważyć należy, że mierzone przez układy pomiarowe przeciążenia są związane bezpośrednio z samolotem, a więc w trak-cie formułowania równań należy uwzględnić kąt natarcia samolotu. W ten sposób utworzono równanie określające przeciążenie działające w osi normalnej związanej z układem prze-pływu. Można je zapisać w następujący sposób:
𝑛𝑍 = 𝑁𝑍∙ cos 𝛼 + 𝑁𝑋∙ sin 𝛼 (6) gdzie:
𝑛𝑍 – przeciążenie normalne w układzie związanym z przepływem, 𝛼 – kąt natarcia,
𝑁𝑍 – przeciążenie normalne zapisane przez rejestrator, 𝑁𝑋 – przeciążenie podłużne zapisane przez rejestrator.
Znając zależność, że wartość przeciążenia jest wielkością bezpośrednio odniesioną do ciężaru samolotu, podstawiając do niego równanie (6), wzór (2) na siłę nośną oraz odpo-wiednio przekształcając uzyskano równanie określające współczynnik siły nośnej, które można zapisać w następującej postaci:
𝑐𝑍 = 2𝑚𝑔(𝑁𝑍∙cos 𝛼+𝑁𝑋∙sin 𝛼)
𝑆𝜌𝑉2 (7)
gdzie:
𝑚 – masa samolotu,
𝑔 – przyspieszenie ziemskie.
Opierając się na utworzonym układzie sił zaprezentowanym na rysunku 1 możliwe jest również wyznaczenie równania określającego współczynnik oporu. Współczynnik wyzna-czany jest na podstawie następującego równania zbudowanego w oparciu o układ sił:
𝑚𝑎 + 𝑇 ∙ cos 𝛼 = 𝑃𝑥+ 𝑚𝑔 ∙ sin(𝜃 − 𝛼) (8)
gdzie:
𝑎 – przyspieszenie samolotu w osi ruchu, 𝜃 – kąt pochylenia samolotu.
Podstawiając do równania wzór (3) na siłę oporu oraz odpowiednio przekształcając wyznaczono równanie określające zmiany współczynnika siły oporu. Równanie to można zapisać w następujący sposób:
𝑐𝑋= 2(𝑚𝑎+𝑇∙cos 𝛼−𝑚𝑔∙sin(𝜃−𝛼))
𝑆𝜌𝑉2 (9)
Wyznaczone równania (7) i (9) zostaną przytoczone w dalszych rozdziałach, jako jeden z etapów wyznaczania obciążeń aerodynamicznych.
3.3. Algorytm działania narzędzia
Działanie narzędzia zostało podzielone na segmenty funkcjonalne w celu uzyskania wiel-kości, które mogą być następnie dogodnie przetwarzane przez program, bądź wartości jednej poszukiwanej wielkości dla całego zakresu przedstawionego w zapisach parametrów pocho-dzących z rejestratora.
Pierwszym segmentem jest przetworzenie danych wejściowych do postaci dogodnej do dalszego przekształcania ich przez program. Wielkości zostają przekształcone do jednostek układu SI, następnie część z nich jest wykorzystywana do obliczenia innych wielkości (na-zwanych pośrednimi), które są jedną ze składowych ostatecznych wyników. Na tym etapie prędkości obrotowe silników są wykorzystane do wyznaczenie ciągu wytwarzanego przez
zespół napędowy samolotu oraz określane są funkcje wielomianowe określające zmiany pa-rametrów w zależności od siebie. W ten sposób program wyznacza wielomianowe funkcje prędkości i przyspieszenia zależne od czasu. Tak wyznaczone wartości zmiennych są dalej wykorzystywane do uzyskania szukanych wielkości.
Kolejnym segmentem wykonywanym przez narzędzie jest wyznaczenie siły nośnej. Jed-nak, aby było to możliwe program musi wyznaczyć najpierw współczynnik siły nośnej. Etap ten został podzielony na dwie podstawowe części. W pierwszej z nich współczynnik siły nośnej wyznaczany jest dla wznoszenia, a więc dla prędkości przekraczającej prędkość ode-rwania. Wyznaczenie współczynnika na podstawie zapisów pochodzących z rejestratora jest możliwe tylko na tym etapie, gdyż tylko w trakcie jego trwania samolot wytwarza siłę nośną niezbędną do oderwania się od ziemi. Wartość współczynnika jest wyznaczana na podstawie wzoru (7) określonego w poprzednim rozdziale.
Po wyznaczeniu współczynnika siły nośnej dla etapu wznoszenia, określana jest jego wartość dla momentu oderwania się samolotu od ziemi oraz zmierzonego kąta natarcia. Za moment oderwania się samolotu od ziemi przyjęto pierwszy pomiar, gdy prędkość samo-lotu przekracza prędkość minimalną oderwania się od ziemi, czyli 233 km/h [5].
Wartości kąta natarcia i współczynnika siły nośnej dla oderwania służą do aproksymo-wania współczynnika siły nośnej w trakcie traproksymo-wania rozbiegu, a więc od momentu ruszenia samolotu do osiągnięcia prędkości oderwania. Na tym etapie zamiast aproksymowanej funk-cji możliwe byłoby wykorzystanie charakterystyk aerodynamicznych dla niskich prędkości, jednak dostępne materiały nie są uzupełnione o informacje na temat konfiguracji samolotu (wysunięcie klap, podwozia). Dla całego etapu rozbiegu współczynnik siły nośnej wyzna-czany jest na podstawie następującego równania:
𝑐𝑍(𝛼) =𝑐𝛼𝑍𝑜𝑑𝑒𝑟𝑤𝑎𝑛𝑖𝑎
𝑜𝑑𝑒𝑟𝑤𝑎𝑛𝑖𝑎 ∙ 𝛼 (10)
gdzie:
𝑐𝑍𝑜𝑑𝑒𝑟𝑤𝑎𝑛𝑖𝑎 – współczynnik siły nośnej dla chwili oderwania się samolotu od ziemi, 𝛼𝑜𝑑𝑒𝑟𝑤𝑎𝑛𝑖𝑎 – kąt natarcia dla chwili oderwania się samolotu od ziemi.
Tak wyznaczone wartości współczynnika służą wyznaczeniu siły nośnej, obliczanej na podstawie wzoru (2) dla każdego momentu przedstawionej w zapisach pochodzących z re-jestratora. Wyznaczenie wartości siły nośnej kończy drugi segment działania programu.
Segment trzeci ma na celu określenie wartości siły tarcia, która pojawia się między ko-łami samolotu a nawierzchnią drogi startowej. Siła ta zależna jest od dwóch wielkości: siły nacisku samolotu na nawierzchnię i współczynnika siły tarcia. Badany samolot stacjonuje w bazie wojskowej wyposażonej w drogę startową o nawierzchni betonowej, zgodnie z tym przyjęto wartość współczynnika siły tarcia na poziomie 0,04 [1]. Siła nacisku, jaką samolot wywiera na nawierzchnię, jest natomiast liczona na podstawie zależności zakładającej pomniejszenie siły ciężkości o wartość siły nośnej. Tak wyznaczona siła nacisku dla każdej chwili startu jest następnie podstawiana do wzoru (5). W tym miejscu należy zaznaczyć, że wartość siły tarcia jest uznawana za zerową w przypadku, gdy samolot się nie porusza oraz gdy siła nośna jest większa od siły ciężkości, czyli gdy samolot oderwał się od ziemi. W ten sposób zakończony zostaje trzeci segment działania programu.
Czwarty segment funkcjonalny jest zbliżony do segmentu drugiego i ma na celu określe-nie wartości siły oporu. W tym celu w pierwszej kolejności wyznaczany jest współczynnik siły oporu dla wznoszenia. Dzieje się to na podstawie wzoru (9) określonego w rozdziale 3.2. Tak określona wartość współczynnika dla wznoszenia pozwala następnie na określenie
wartości współczynnika siły oporu dla oderwania się samolotu. Wartość ta wraz z wartością kąta natarcia, przy jakiej znajdował się samolot w chwili osiągniecia prędkości oderwania, pozwalają na aproksymację wartości współczynnika siły oporu dla etapu rozbiegu. Podobnie jak dla współczynnika siły nośnej, etap ten mógłby zostać oparty na charakterystykach aerodynamicznych dla niskich prędkości. Nie jest to jednak możliwe ze względu na brak w nich informacji na temat konfiguracji samolotu. Dla całego etapu rozbiegu, w celu wy-znaczenia współczynnika siły oporu posłużono się więc równaniem w następującej postaci:
𝑐𝑋(𝛼) =𝑐𝑋𝑜𝑑𝑒𝑟𝑤𝑎𝑛𝑖𝑎
𝛼𝑜𝑑𝑒𝑟𝑤𝑎𝑛𝑖𝑎 ∙ 𝛼 (11)
gdzie:
𝑐𝑋𝑜𝑑𝑒𝑟𝑤𝑎𝑛𝑖𝑎 – współczynnik siły oporu dla chwili oderwania się samolotu od ziemi.
Tak wyznaczone wartości współczynnika służą wyznaczeniu siły oporu. Wyznaczenie jej wartości na podstawie wzoru (3) dla każdej chwili przedstawionej w zapisach pochodzących z rejestratora kończy ten segment działania programu.
Kolejny segment działania programu jest ostatnim segmentem obliczeniowym, poświę-conym wyznaczeniu wartości siły aerodynamicznej. Uzyskuje się to przez podstawienie wy-znaczonych wartości siły nośnej i oporu do wzoru (4). Tak wyznaczona wartość siły aero-dynamicznej kończy część obliczeniową programu.
Program zakończony jest szóstym segmentem, który ma na celu wpisanie wyznaczonych wartości do odpowiednich komórek. Po wpisaniu wartości tworzony jest następnie wykres przedstawiający zmiany poszczególnych sił w czasie, wyznaczonych w trakcie działania programu. Pełen algorytm działania utworzonego programu został zaprezentowany na ry-sunkach 2 i 3.
3.4. Wyniki
Wartości sił w każdej chwili czasu trwania operacji startów wyznaczono na podstawie zapisów parametrów lotu pochodzących z wojskowego systemu rejestracji S2-3a oraz wy-korzystując opracowane narzędzie komputerowe opisane w poprzednim rozdziale. Wyniki zostały zaprezentowane w postaci przebiegów czasowych na rysunku 4.
Analizując przebiegi czasowe sił można określić, że wraz ze wzrostem prędkości z jaką poruszał się samolot, wzrastają również wartości sił nośnej i oporu, a w konsekwencji rów-nież ich wypadkowej, czyli siły aerodynamicznej. Najmniejszymi wartościami charaktery-zuje się siła tarcia pomiędzy kołami samolotu, a nawierzchnią drogi startowej. Wartość tej siły osiąga swoje maksimum w chwili, gdy samolot dopiero rozpoczyna rozbieg. Wraz ze wzrostem prędkości, a tym samym wzrostem siły nośnej i zmniejszeniem siły nacisku, siła tarcia maleje, aby zostać całkowicie zniwelowana.
Obserwując zmianę siły nośnej można zauważyć jej jednorazowy skok w ostatniej części zapisu. Po porównaniu z zapisami z rejestratora ustalono, że za skok ten odpowiada wzrost wartości przeciążenia normalnego. Przez cały okres trwania zapisów odczytać można dość duże skoki w wartościach sił, które są szczególnie zauważalne w trakcie trwania rozbiegu. Porównując obciążenia z zapisami prędkości ustalono, że jest to spowodowane przez ciągłe zmiany wartości zapisanych parametrów, które były składowymi w wyznaczaniu poszcze-gólnych obciążeń – kąta natarcia samolotu, kąta pochylenia samolotu oraz przeciążenia w osi normalnej. Należy jednak zauważyć, że pomiar kąta natarcia przy niewielkich pręd-kościach może być niedokładna.
Rys. 2. Schemat blokowy algorytmu – Część 1 (źródło: opracowanie własne)
Rys. 3. Schemat blokowy algorytmu – Część 2 (źródło: opracowanie własne)
4. Podsumowanie i wnioski
Obciążenia aerodynamiczne działające na samolot są wielkościami, których wartości można wyznaczyć na podstawie parametrów lotu. W ramach przedstawionej pracy nauko-wej opracowano narzędzie pozwalające na wyznaczenie tych obciążeń w trakcie trwania operacji startu dla samolotu MiG-29. Jego stałe, bojowe wykorzystanie przez Siły Zbrojne RP wymusiło opracowanie sposobu obliczenia obciążeń bez korzystania z utajnionych cha-rakterystyk aerodynamicznych. Stworzone narzędzie wyznacza wartości obciążeń na pod-stawie zapisów parametrów lotu pochodzących z systemu rejestracji S2-3a oraz równań z za-kresu eksperymentalnej mechaniki lotu. Budowa równań opisujących zmiany ponych sił była możliwa dzięki poprawnemu określeniu mierzoponych parametrów, w szczegól-ności jednostek w jakich zostały zapisane.
Analiza wyników wykazała, że w trakcie operacji startu zachodzą znaczące zmiany w wartościach sił oddziałujących na samolot. Jest to szczególnie zauważalne przy przejściu samolotu z fazy rozbiegu do wznoszenia – w tym zakresie zauważalne są największe zmiany w obliczonych siłach. Wszystkie zmiany są spowodowane dużymi zmianami w wartościach parametrów lotu, które są obserwowalne w całym zapisie pochodzącym z systemu rejestracji S2-3a. W szczególności duży wpływ na wartości obciążeń mają prędkość lotu oraz współ-czynniki sił nośnej i oporu, a co za tym idzie – kąty natarcia i pochylenia samolotu.
W opinii autorów opracowane oprogramowanie może być wykorzystane zarówno w pracy zespołów Obiektywnej Kontroli Lotów, jak również w celach szkoleniowych jako narzędzie pozwalające na zrozumienie powiązań pomiędzy parametrami lotu a obciążeniami aerodynamicznymi. Wprowadzenie oprogramowania na etapie szkolenia mogłoby podwyż-szyć poziom wyszkolenia personelu latającego.
Opracowane narzędzie mogłoby zostać rozwijane o implementację kolejnych parame-trów lotu, które pozwoliłyby na jeszcze lepsze określenie obciążeń. Zakres zastosowania mógłby również zostać rozszerzony o inne typy samolotów – również te należące do lotnic-twa cywilnego.
Podziękowania
Podziękowania za wsparcie techniczne i merytoryczne oraz dostarczenie danych umożli-wiających przeprowadzenie analiz i utworzenie komputerowego oprogramowania dla pra-cowników Zakładu Samolotów i Śmigłowców Instytutu Technicznego Wojsk Lotniczych.
Bibliografia
1. Abłamowicz, A., Nowakowski, W. (1980). Podstawy Aerodynamiki i Mechaniki Lotu, Wydawnictwa Komunikacji i Łączności.
2. Federal Aviation Administration, U.S. Department of Transportation (2003), Pilot’s Handbook of Aero-nautical Knowledge, FAA-H-8083-25.
3. Kozakiewicz, A. (2009), Analiza porównawcza turbinowych silników odrzutowych samolotów bojowych obecnie użytkowanych w RP, Biuletyn WAT, Vol. LVII, Nr 2, 65–83.
4. Kozłowski, M. (2015), Porty Lotnicze – infrastruktura, eksploatacja i zarządzanie, preskrypt WTPW, OWPW.
5. Luftwaffenmaterialkommando, Bundesministerium der Verteidigung, Führungsstab der Luftwaffe (1994), Flight Manual MiG-29, GAF T.O. 1F-MIG29-1.
6. Olejnik, A., Kiszkowiak, Ł., Figat, M. (2011), Numeryczna analiza obciążeń aerodynamicznych samolotu MiG-29, Mechanik, Tom 84, Zeszyt 7, 645–656.
Copyright © 2020 Dalba B. and Manerowski J.
This is an open access article distributed under the Creative Commons Attribution License
7. Olejnik, A., Krzyżanowski, A., Kachel, S., Frant, M., Makowski, W., Skrodzki, C. (2007), Doświadczalne charakterystyki aerodynamiczne modelu samolotu F-16 w opływie symetrycznym, Biuletyn WAT, Vol. LVI, Nr 1, 25–56.
Wyznaczanie obciążeń aerodynamicznych samolotu
z wykorzystaniem zapisów rejestratora lotu
Streszczenie. Ocena samolotu z punktu widzenia mechaniki lotu wymaga analizy działają-cych obciążeń. Umiejętność zaplanowania, a następnie skoordynowania użycia ciągu silników i powierzchni sterowych w celu kontrolowania relacji między siłami oporu, nośną i ciężkości jest kluczowym czynnikiem oceny osiągów samolotu. Równowaga pomiędzy tymi siłami musi być zawsze zachowana podczas lotu, a im lepsze zrozumienie znaczenia tych sił oraz sposobów ich kontrolowania, tym większe umiejętności pilota. W artykule przedstawiona została metoda wyznaczenia obciążeń samolotu z wykorzystaniem zapisów pochodzących z pokładowego systemu rejestracji parametrów lotu. Opiera się ona na zastosowaniu metod matematycznych oraz równań eksperymentalnej mechaniki lotu. Kluczowym elementem pracy jest oprogramowanie komputerowe stworzone na podstawie wyżej wymienionych związków. Zastosowanie odpowiedniego formalizmu matematycznego pozwoliło na wyzna-czenie obciążeń aerodynamicznych, siły nośnej, oporu i tarcia, działających na samolot w trak-cie wykonywania operacji startu. Wyniki badań mogą być wykorzystane wraz z programem komputerowym w praktyce eksploatacyjnej.
