Politechnika Poznańska Wydział Inżynierii Transportu

Politechnika Poznańska Wydział Inżynierii Transportu

Praca doktorska

Piotr Świątek

ANALIZA DOSTOSOWANIA WYBRANYCH ELEMENTÓW SILNIKA SAMOCHODOWEGO DO ZASTOSOWANIA

W ULTRALEKKIM STATKU POWIETRZNYM

Promotor:

dr hab. inż. Paweł Fuć, prof. nadzw.

Promotor pomocniczy:

dr inż. Andrzej Ziółkowski

Poznań 2018

Projekt współfinansowany z Europejskiego Funduszu Regionalnego w ramach Programu Operacyjnego Inteligentny Rozwój, lata 2014–2020

Rozprawa doktorska powstała w efekcie projektu pt. Opracowanie innowacyjnego silnika lotniczego zasilanego paliwem JET A1

realizowanego w ramach Programu INNOLOT nr POIR/01.02.00-00-0015/1510

współfinansowanego przez Narodowe

Centrum Badań i Rozwoju w Warszawie

Spis treści

Streszczenie ... 4

Wykaz ważniejszych skrótów i oznaczeń ... 5

1. Wstęp ... 7

2. Charakterystyka ultralekkich statków powietrznych ... 9

2.1. Analiza przepisów prawnych ... 9

2.2. Charakterystyka rynku ... 20

3. Porównanie wybranych parametrów samochodowych silników spalinowych i silników do ultralekkich statków powietrznych ... 28

3.1. Parametry konstrukcyjne ... 28

3.2. Parametry użyteczne ... 39

4. Cel, teza i zakres pracy ... 48

5. Metodyka badawcza ... 51

5.1. Program badań własnych ... 51

5.2. Opis stanowisk badawczych ... 52

5.2.1. Stanowisko do badań kolektorów dolotowych ... 52

5.2.2. Silnikowe stanowisko hamulcowe ... 55

5.3. Aparatura pomiarowa ... 55

5.3.1. Czujniki i przepływomierz powietrza wykorzystane do badań ... 55

5.3.2. Aparatura do pomiaru emisji gazów wylotowych ... 59

6. Modyfikacje silnika samochodowego ... 61

6.1. Zmiany ogólne ... 61

6.2. Dobór i badania standardowego kolektora dolotowego ... 64

6.3. Projekt kolektora dolotowego z zastosowaną kierownicą przepływu ... 66

7. Badania numeryczne kolektorów dolotowych ... 67

7.1. Założenia teoretyczne do modelu... 67

7.2. Model geometryczny kolektora dolotowego ... 78

7.3. Warunki brzegowe i parametry siatki obliczeniowej ... 80

7.4. Analiza przepływu dla kolektora bez kierownicy powietrza ... 84

7.5. Analiza przepływu dla kolektora z kierownicą powietrza ... 86

7.6. Analizy uzupełniające dotyczące obliczeń niestacjonarnych ... 91

8. Opracowanie prototypu kolektora dolotowego – badania weryfikacyjne... 94

8.1. Wykonanie kolektora dolotowego z kierownicą powietrza ... 94

8.2. Pomiary na stanowisku do badań kolektorów dolotowych ... 96

8.3. Pomiary na silnikowym stanowisku hamulcowym ... 105

9. Podsumowanie i wnioski ... 112

9.1. Wnioski ... 112

9.2. Kierunki dalszych prac ... 113

Literatura ... 114

Summary ... 121

Streszczenie

Praca dotyczy analizy dostosowania samochodowego silnika spalinowego do zastosowania w ultralekkim statku powietrznym. Rynek ultralekkich statków powietrznych jest obecnie jedną z najbardziej rozwijających się gałęzi transportu lotniczego. Jest to związane ze zwiększającym się ciągle zainteresowaniem wykorzystania ultralekkich statków powietrznych do transportu pasażerskiego.

Charakterystyką tego typu jednostek jest wykorzystanie napędu śmigłowego, w którym stosowane są silniki tłokowe bądź turbinowe. Konstrukcja oraz parametry użyteczne tłokowych silników spalinowych występujących w rozpatrywanej grupie statków powietrznych jest zbliżona do silników o zastosowaniach motoryzacyjnych. Z tego względu istnieje możliwość dostosowania silnika samochodowego do zastosowań lotniczych, co jest przewodnim tematem rozprawy doktorskiej.

Dysertacja składa się ze spisu treści, wykazu skrótów i oznaczeń, dziewięciu rozdziałów oraz wykazu literatury. W pierwszym rozdziale scharakteryzowano rynek przewozów pasażerskich w sektorze transportu lotniczego. W kolejnym rozdziale dokonano analizy przepisów prawnych dotyczących dopuszczenia do ruchu lotniczego ultralekkich statków powietrznych oraz opisano rynek dla tej grupy środków transportu.

W opisie przepisów skupiono się przede wszystkim na wymaganiach stawianych przy dopuszczeniu do eksploatacji nowych statków powietrznych oraz zmian wybranych zespołów. W rozdziale trzecim zaprezentowano porównanie silników spalinowych stosowanych obecnie w ultralekkich statkach powietrznych i pojazdach samochodowych. Skupiono się na analizie konstrukcji, osprzętu oraz porównano parametry użyteczne. Stwierdzono, że możliwe jest dostosowanie silnika samochodowego do zastosowania w ultralekkich statkach powietrznych przy przeprowadzeniu zmian w konstrukcji. Na tym zakończono analizę literatury i następnie sformułowano cel i zakres pracy oraz przedstawiono tezę pracy (rozdział 4).

Kolejna część rozprawy doktorskiej dotyczy empirycznego udowodnienia postawionej tezy oraz spełnienia celów głównego i szczegółowych. W rozdziale piątym przedstawiono metodykę badawczą, w której zawarto opis programu badań własnych, wykorzystanej aparatury pomiarowej oraz stanowisk badawczych, a w szczególności opracowanego w ramach rozprawy autorskiego stanowiska do badań kolektorów dolotowych. Kolejny rozdział dotyczy opisu propozycji zmian konstrukcyjnych samochodowego silnika spalinowego i jego osprzętu, aby możliwe było jego zastosowanie w ultralekkich statkach powietrznych. Skupiono się przede wszystkim na zmianie konstrukcji kolektora dolotowego, która była przewodnim tematem badawczym rozprawy. Przebadano kolektor standardowy (komercyjny) oraz zaprojektowano kolektor dolotowy w dwóch wariantach: pierwszy w wariancie bazowym (bez kierownicy), drugi z zastosowaną w zbiorniku wyrównawczym kierownicą powietrza.

Kolejnym etapem badawczym pracy było wykonanie symulacji komputerowych przy

wykorzystaniu narzędzi numerycznej mechaniki płynów (CFD) zaproponowanych

konstrukcji kolektora dolotowego. Obliczenia przepływowe podzielono na stacjonarne

i uzupełniające niestacjonarne. W rozdziale 8 zaprezentowano wyniki badań

empirycznych zrealizowane na stanowisku do badań kolektorów dolotowych oraz

silnikowym stanowisku hamulcowym, gdzie badano silnik spalinowy z prototypami

kolektorów dolotowych. Pomiary stanowiskowe umożliwiły spełnienie celu rozprawy

oraz udowodnienie postawionej tezy. Prace zakończono wnioskami i kierunkami

dalszych prac.

Wykaz ważniejszych skrótów i oznaczeń

A&P – Airframe and Powerplant Mechanic – mechanik płatowca i zespołu napędowego

ASTM – Amercian Society for Testing and Materials – Amerykańskie Stowarzyszenie Badań i Rozwoju

CAD – computer aided design – komputerowe wspomaganie projektowania CAS – calibrated air speed – prędkość cechowana

CFD – computational fluid dynamics – komputerowa mechanika płynów c p – ciepło właściwe przy stałym ciśnieniu

c v – ciepło właściwe przy stałej objętości D – średnica

div – dywergencja D s – średnica śmigła

FAA – Federal Aviation Administration – Federalna Administracja Lotnictwa GA – General Aviation – Lotnictwo Ogólne

GAMA – General Aviation Manufacturers Association – Stowarzyszenie Producentów Lotnictwa Ogólnego

h – entalpia

H rz – rzeczywisty skok śmigła

ICAO – International Civil Aviation Organization – Międzynarodowa Organizacja Lotnictwa Cywilnego

k – współczynnik przewodzenia KIT – zestaw do samodzielnego montażu k m – aerodynamiczny współczynnik siły

LSA – light-sport aircraft – ultralekki statek powietrzny M o – moment obrotowy

M op – moment oporowy

m rz – rzeczywista masa powietrza

ṁ rz – rzeczywiste masowe natężenie przepływu ṁ śr – średnie masowe natężenie przepływu m t – teoretyczna masa powietrza

ṁ t – teoretyczne masowe natężenie przepływu

MTOM – maximum take-off mass – maksymalna masa startowa n – prędkość obrotowa wału korbowego silnika

N m – moc wytwarzana przez śmigło nadająca prędkość śmigłową n s – prędkość obrotowa śmigła

N T – moc wytwarzana przez śmigło nadająca prędkość postępową lotu p – ciśnienie

P m – aerodynamiczna siła działająca w poszczególnych przekrojach śmigła r – odległość siły od osi piasty

R – indywidualna stała gazowa

Re – Liczba Reynoldsa

S – poślizg śmigła

S s – powierzchnia koła zatoczonego przez śmigło T – temperatura

T s – siła ciągu śmigła u – prędkość obwodowa

u 0 – prędkość obwodowa końców łopaty śmigła u * – szybkość ścinania

ULC – Urząd Lotnictwa Cywilnego V – prędkość

V c – prędkość przelotowa v k – lepkość kinematyczna V max – prędkość maksymalna V S0 – prędkość przeciągnięcia V ss – objętość skokowa

y ⁺ – bezwymiarowy współczynnik η V – współczynnik napełnienia λ s – posuw śmigła

μ – lepkość dynamiczna

ρ – gęstość powietrza

1. Wstęp

Lotnictwo ogólne GA (General Aviation) obejmuje całą działalność lotniczą z wyjątkiem lotów rejsowych oraz wojskowych. Całkowita liczba użytkowanych samolotów GA na świecie wynosi ponad 416 000 sztuk, z czego 210 000 znajduje się w Stanach Zjednoczonych a 140 000 w Europie. Liczby te obejmują zarówno samoloty z silnikami tłokowymi, śmigłowe jak i biznesowe samoloty odrzutowe [19, 21]

Obecnie liczba pojazdów kołowych na świecie przekroczyła 1 miliard, stąd przepustowość dróg staje się niewystarczająca. Jednym z możliwych rozwiązań tego problemu jest popularyzacja prywatnego transportu lotniczego, tj. samolotów lekkich, bardzo lekkich i ultralekkich (UL). Takie środki transportu zapewniają krótki czas podróży pomiędzy większymi miastami i stają się coraz bardziej opłacalne. Mogą lądować na mniejszych lotniskach, które nie są dostępne dla rejsowych samolotów pasażerskich. W Europie znajduje się ponad 4200 lotnisk dostępnych dla lotnictwa GA a w Stanach Zjednoczonych około 5000. Prognozy potwierdzają, że z wszystkich kategorii statków powietrznych w Stanach Zjednoczonych, samoloty kategorii Light- Sport (odpowiadającej samolotom ultralekkim w Polsce) będą się rozwijały w największym stopniu. Ich liczba ma wzrosnąć z 2369 do ponad 4200 sztuk w latach 2014–2025 [6, 19, 21, 23]. Na rys. 1.1. zaprezentowano udział grupy ultralekkich statków powietrznych na świecie w 2017 r.

Rys. 1.1. Udział ultralekkich statków powietrznych w ogólnej liczbie statków powietrznych w 2017 r. [21, 23]

W Polsce samoloty kategorii bardzo lekkiej posiadają maksymalną masę startową

MTOW (maximum take-off weight) 750 kg, natomiast samoloty ultralekkie 495 kg

[70]. Takie statki powietrzne mogą być kupowane w całości lub składane amatorsko

z części dostarczonych przez producenta. W drugim przypadku możliwe jest

zastosowanie dowolnego silnika dostosowanego do napędu. Mogą to być silniki produkowane z myślą o statkach powietrznych, lub modyfikowane konstrukcje jednostek samochodowych przez nadanie odpowiednich cech związanych z parametrami silnikowymi i bezpieczeństwem . To drugie rozwiązanie jest bardzo często praktykowane ze względów przede wszystkim ekonomicznych ale kolejnym ważnym aspektem jest brak producenta tego typu silników w Polsce. Należy również zwrócić uwagę na fakt, że najbardziej znani na rynku producenci swoje konstrukcje opierają na silnikach stosowanych w motoryzacji.

Silniki tłokowe są stosowane w samolotach od początku lotnictwa zarówno cywilnego ogólnego, komercyjnego pasażerskiego jak również wojskowego. Obecnie wraz z rozwojem silników odrzutowych ich znaczenie w lotnictwie komercyjnym pasażerskim oraz wojskowym jest mniejsze, jednak nadal są stosowane w samolotach lekkich i ultralekkich powiązanych z lotnictwem ogólnym. Silniki dedykowane do samolotów lekkich i ultralekkich produkowane są małoseryjnie, posiadają sprawdzone rozwiązania, które ulegają niewielkim zmianom konstrukcyjnym na przestrzeni lat.

Przykładem może być producent silników lotniczych Rotax, który elektroniczny wtrysk

paliwa wprowadził do swoich konstrukcji dopiero w 2012 r. Silniki do samochodów z

kolei są cały czas modyfikowane i rozwijane. Możliwa jest ich adaptacja do

zastosowania w jednostkach lotniczych.

2. Charakterystyka ultralekkich statków powietrznych

2.1. Analiza przepisów prawnych

Przegląd aktów prawnych dotyczących ultralekkich statków powietrznych rozpoczęto od przepisów obowiązujących w Polsce i Unii Europejskiej, a następnie porównano je z przepisami obowiązującymi w Stanach Zjednoczonych (największy rynek statków powietrznych GA) [50–58, 71–73]. W Polsce ultralekkie samoloty łącznie z szybowcami, wiatrakowcami i śmigłowcami ultralekkimi należą do kategorii ultralekkich statków powietrznych. Według definicji są to statki powietrzne [49, 69, 70]:

a) posiadające nieruchome powierzchnie nośne,

b) sterowane aerodynamicznie w trzech stopniach swobody przez wychylanie powierzchni sterowych,

c) wyposażone w co najmniej jeden zespół napędowy zapewniający samodzielny start i lot wznoszący,

d) posiadające nie więcej niż 2 miejsca,

e) o prędkości przeciągnięcia lub minimalnej prędkości w locie ustalonym w konfiguracji do lądowania nieprzekraczającej 65 km/h (35 kts) prędkości cechowanej CAS (calibrated air speed),

o maksymalnej masie startowej MTOW nie większej niż:

– 300 kg – dla samolotu lądowego jednomiejscowego,

– 315 kg – dla jednomiejscowego samolotu lądowego, wyposażonego w spadochronowy system ratowniczy zamontowany w płatowcu,

– 450 kg – dla samolotu lądowego dwumiejscowego,

– 472,5 kg – dla dwumiejscowego samolotu lądowego, wyposażonego w spadochronowy system ratowniczy zamontowany w płatowcu,

– 330 kg – dla amfibii lub wodnosamolotu jednomiejscowego, przy czym jeżeli jest on eksploatowany zarówno jako wodnosamolot, jak i samolot lądowy spełniający wymagania w zakresie maksymalnej masy startowej (MTOW),

– 475 kg – dla amfibii lub wodnosamolotu dwumiejscowego, przy czym jeżeli jest on eksploatowany jako wodnosamolot i samolot lądowy, to powinien spełniać wymagania w zakresie maksymalnej masy startowej (MTOW) [70].

Lotów na ultralekkich statkach powietrznych nie można wykonywać:

a) wcześniej niż 30 minut przed wschodem słońca i później niż 30 minut po zachodzie słońca,

b) z wyjątkiem przypadków, gdy jest to konieczne dla startu lub lądowania:

– nad zabudową miast, osiedli i siedzib ludzkich lub nad zgromadzeniem osób na

otwartym powietrzu na wysokości względnej mniejszej niż 300 m (1000 ft) nad

najwyższą przeszkodą znajdującą się w promieniu 600 m od statku powietrznego,

z tym że nad obszarami miast o liczbie mieszkańców co najmniej 25000 –

zgodnie z przepisami wydanymi na podstawie art. 119 ust. 4 pkt 1 ustawy [69],

– w miejscach innych niż określone w ust. 4.6 lit. a (przepisy wykonywania lotów VFR), na wysokości względnej mniejszej niż 150 m (450 ft) nad lądem lub wodą w odległości mniejszej niż 300 m od zabudowań,

c) na wysokościach powyżej 3000 m (10000 ft), jeżeli ultralekki statek powietrzny nie jest wyposażony w urządzenia do lotów na dużych wysokościach, o których mowa w rozdziałach 4 i 6 załącznika nr 2 do rozporządzenia Ministra Infrastruktury z dnia 5 listopada 2004 r (Dziennik Ustaw – 95 – Poz. 440) w sprawie bezpieczeństwa eksploatacji statków powietrznych [68].

Do lotu używany jest wyłącznie sprawny technicznie ultralekki statek powietrzny, posiadający ważne pozwolenie na wykonywanie lotów i dokumenty stwierdzające zdatność do lotów wydane zgodnie z przepisami państwa rejestracji samolotu. W Polsce pozwolenie takie wydaje Prezes Urzędu Lotnictwa Cywilnego ULC. Dotyczy ono ultralekkiego statku powietrznego posiadającego m.in. [69]:

a) deklarację zgodności z certyfikatem typu lub dokumentem równoważnym – dla konstrukcji zagranicznej, albo:

– zakończony pozytywnie proces budowy pod nadzorem wraz z uznanym sprawozdaniem z prób naziemnych i w locie – dla statków powietrznych budowanych amatorsko,

– zakończony pozytywnie proces uznania zdatności, w przypadku ultralekkich statków powietrznych przerejestrowywanych z zagranicznego rejestru, lub innej kategorii statku powietrznego,

– książkę ultralekkiego statku powietrznego,

– instrukcję użytkowania w locie i obsługi technicznej ultralekkiego statku powietrznego lub zatwierdzone przez Prezesa Urzędu ich wzorce dla egzemplarzy zgodnych z egzemplarzem wpisanym na listę typów zakwalifikowanych.

Książka ultralekkiego statku powietrznego jest dokumentem zawierającym pozwolenie na wykonywanie lotów i przedłużenia, dane identyfikujące samolot i podzespoły oraz dane dotyczące przebiegu użytkowania. Do wpisywania danych i informacji do książki ultralekkiego statku powietrznego poza Prezesem Urzędu są upoważnieni [69]:

a) producent albo importer, b) właściciel lub użytkownik,

c) dokonujący napraw lub modyfikacji.

Budowę i montaż amatorskiej konstrukcji ultralekkiego statku powietrznego prowadzi się pod nadzorem Prezesa Urzędu w oparciu o założony przez wnioskującego dziennik budowy. Wniosek o objęcie nadzorem składa się przed rozpoczęciem budowy/montażu. Do dziennika dołącza się następujące dokumenty:

a) opis projektu i informację na temat dokumentacji konstrukcyjnej i przyjętych wymagań do budowy/montażu,

b) informacje dotyczące obliczeń lub oceny charakterystyk masowych, aerodynamicznych, stateczności i sterowności oraz wytrzymałości konstrukcji, c) protokół z ważenia i wyważania,

d) protokół niwelacji,

e) program prób naziemnych i w locie,

f) sprawozdanie z prób naziemnych i w locie,

g) oświadczenie właściciela, że zbudowany amatorsko statek powietrzny nie posiada cech i charakterystyk, które czyniłyby go niebezpiecznym przy zamierzonym użytkowaniu.

Do wydania przez Prezesa ULC pozwolenia na wykonywanie lotów dla konstrukcji amatorskiej ultralekkiego statku powietrznego jest wymagane posiadanie następującej dokumentacji:

a) książka ultralekkiego statku powietrznego, b) instrukcja użytkowania w locie,

c) instrukcja obsługi technicznej,

d) program lotów próbnych kontrolnych.

Książka ultralekkiego statku powietrznego liczy 194 strony i zawiera 12 rozdziałów. Rozdział IV zawiera informacje o silniku zabudowanym na płatowcu, które wypełnia producent lub obsługujący statek (rys. 2.1). Rozdział IX zawiera wykaz dokonanych czynności okresowych a rozdział X dokonane naprawy i przeglądy.

Wpisów w rozdziałach IX i X dokonuje obsługujący.

Rys. 2.1. Widok wybranych stron i rozdziałów książki ultralekkiego statku powietrznego [69]

Instrukcja obsługi technicznej obejmuje następujące informacje:

a) opis układów,

b) plan smarowania, zawierający informacje o częstotliwości prac eksploatacyjnych i rodzajach stosowanych środków smarujących,

c) wartości właściwych parametrów roboczych w układach hydraulicznych,

pneumatycznych i elektrycznych,

d) dane regulacyjne wraz z tolerancjami układów roboczych oraz wychylenia powierzchni sterowych,

e) metody ustawiania, podpierania, podnoszenia i holowania na ziemi, f) częstotliwość, zakres i metody przeprowadzania kontroli,

g) wykaz narzędzi specjalnych,

h) metody ważenia i określania położenia środka ciężkości ultralekkiego statku powietrznego,

i) wykaz trwałości poszczególnych zespołów ultralekkiego statku powietrznego i metody ich kontroli napraw lub wymiany,

j) metody utrzymania ultralekkiego statku powietrznego w czystości,

k) metody montażu i demontażu podstawowych zespołów ultralekkiego statku powietrznego,

l) wykaz napisów i oznakowań oraz określenie miejsc ich umieszczenia.

W instrukcji użytkowania w locie umieszcza się m.in. następujące informacje [68, 69]:

a) informacje ogólne:

– określenie ultralekkiego statku powietrznego,

– widok w trzech rzutach i podstawowe dane wymiarowe, – dane silnika,

– dane śmigła,

b) ograniczenia i warunki użytkowania ultralekkiego statku powietrznego:

– dozwolone i zabronione warunki lotu, – dozwolone prędkości lotu,

– dozwolona prędkość obrotowa wału korbowego silnika, – temperatura pracy silnika i pozostałych zespołów, – paliwa i oleje,

c) procedury awaryjne:

– awaria instalacji elektrycznej, – awaria silnika,

d) procedury normalne:

– przegląd przed lotem, – rozruch i grzanie silnika,

– czynności przed i w trakcie lotu, – wyłączanie silnika,

e) parametry eksploatacyjne, f) masę i dopuszczalne obciążenie,

g) opis ultralekkiego statku powietrznego i jego systemów w zakresie:

– układów sterowania płatowcem, – zespołu napędowego,

– instalacji paliwowej, – instalacji elektrycznej,

h) eksploatacja ultralekkiego statku powietrznego, obsługa i przeglądy okresowe:

– eksploatacja ultralekkiego statku powietrznego,

– obsługa,

– wykaz czynności okresowych,

– montaż i demontaż zespołów ultralekkiego statku powietrznego, i) uzupełnienia,

j) lista kontrolna czynności pilota.

Obsługa techniczna i naprawa ultralekkich statków powietrznych oraz ich podzespołów może być przeprowadzana przez mechaników poświadczenia obsługi statku powietrznego z wpisem obsługi tych statków jako całości lub jej części, w zakresie posiadanych uprawnień, osobno dla: płatowca, zespołu napędowego, awioniki. W zakresie dopuszczonym przez instrukcję obsługa techniczna statku może być wykonywana również przez pilota ultralekkiego statku powietrznego. W przypadku konstrukcji amatorskich lub składanych z zestawów i użytkowanych przez składającego, obsługę techniczną sprzętu wykonuje osoba składająca zestaw w stosunku do podzespołów przez niego wykonanych lub adaptowanych, natomiast co do pozostałych powinien uzyskać odpowiednie uprawnienia do obsługi u producenta lub wytwórcy.

Zatwierdzeni producenci samolotów ultralekkich oraz uprawnieni mechanicy są zobowiązani do: prowadzenia ewidencji wykonanych i nadzorowanych czynności obsługowych, przechowywania protokołów z wykonanych czynności obsługowych i uzgodnienia z Prezesem ULC dotyczące sposobu prowadzenia ewidencji, wykazów, wzorów oraz protokołów używanych do poświadczeń.

W Stanach Zjednoczonych kategorią odpowiadającą ultralekkim statkom powietrznym w Polsce jest kategoria LSA (light-sport aircraft) [17, 20, 23]. Według definicji są to statki powietrzne z wyjątkiem helikopterów i statków powietrznych pionowego startu i lądowania:

a) o maksymalnej masie startowej MTOW nie przekraczającej:

– 600 kg – dla lądowych statków powietrznych, 650 kg – dla wodnosamolotów, – o maksymalnej prędkości w locie poziomym na maksymalnej mocy trwałej (Vh)

nie przekraczającej 222 km/h (120 kts) CAS w normalnych warunkach atmosferycznych na poziomie morza,

b) o maksymalnej prędkości przeciągnięcia lub minimalnej prędkości lotu ustalonego w określonej konfiguracji (VS1) nie przekraczającej 83 km/h (45 kts) CAS przy maksymalnej masie MTOW zapisanej w certyfikacji i przy najbardziej krytycznym położeniu środka ciężkości,

c) posiadające nie więcej niż 2 miejsca,

d) wyposażone w jeden silnik tłokowy (dla statków z napędem),

e) wyposażone w śmigło o stałym kącie pochylenia łopatek lub kącie regulowanym na ziemi (nie dotyczy motoszybowców),

f) bez kabiny ciśnieniowej.

Statki powietrzne w kategorii LSA mogą być kupione jako gotowe,

wyprodukowane przez upoważnionego producenta na podstawie certyfikatu i wtedy są

one rejestrowane w kategorii Special LSA (Specjalny LSA). Mogą być również

zmontowane z zestawu części (tzw. KIT) na podstawie dokumentacji technicznej przez

użytkownika. W tym drugim przypadku statek powietrzny jest rejestrowany w kategorii

Experimental LSA (w skrócie ELSA). Dopuszczalne jest także zbudowanie statku powietrznego własnej konstrukcji – w tym przypadku jest on zgłaszany w kategorii eksperymentalnej. Statki powietrzne kategorii SLSA są wyposażone w silniki certyfikowane natomiast ELSA i eksperymentalne mogą być wyposażone w dowolny silnik dostosowany do napędu statku powietrznego.

Normy dotyczące budowy statków powietrznych LSA są określone przez Amerykańskie Stowarzyszenie Badań i Materiałów ASTM (Amercian Society for Testing and Materials) do których należą [6, 10, 67]:

a) F2245-10c – projektowanie i parametry eksploatacyjne statku powietrznego LSA, b) F2483-05 – obsługa techniczna i tworzenie instrukcji obsługi technicznej dla statku

powietrznego LSA,

c) F2746-09 – standardowa specyfikacja Instrukcji Użytkowania w Locie dla LSA, d) F2339-06 – projektowanie i produkcja silników spalinowych o zapłonie iskrowym

ZI,

e) F2506-07 – projektowanie i badanie śmigieł stałych lub regulowanych na ziemi, f) F2538-07a – projektowanie i produkcja silników spalinowych o zapłonie

samoczynnym ZS,

g) F2316-08 – spadochronowy system ratowniczy dla LSA.

W normie F2483-05 zawarto niezbędne wymagania służące do wykonania obsługi technicznej LSA na różnych poziomach oraz pokazano zawartość i strukturę instrukcji obsługi technicznej statku powietrznego i jego podzespołów. Instrukcja ta nie musi być zatwierdzana przez Federalną Administrację Lotnictwa FAA (Federal Aviation Administration), jednak musi być zgodna ze standardami ASTM. Regularna obsługa techniczna to każda naprawa, obsługa, zaplanowana kontrola, inspekcja lub zmiana inna niż naprawa serwisowa zatwierdzona przez producenta statku powietrznego i określona w instrukcji obsługi technicznej samolotu. Typowe zadania wykonywane w ramach regularnej obsługi to:

a) inspekcja roczna stanu – szczegółowa kontrola wykonywana raz do roku na podstawie zaleceń przedstawionych w instrukcji obsługi dostarczonej z LSA.

Celem inspekcji jest kontrola zużycia, korozji lub uszkodzeń, które mogą spowodować niezdatność do lotu,

b) inspekcja 100-godzinna – kontrola statku powietrznego, podobna do inspekcji rocznej, przeprowadzana każdorazowo co 100 godzin lotu,

c) obsługa płynów eksploatacyjnych,

d) demontaż i wymiana podzespołów, gdy jest to przewidziane w instrukcji obsługi, dotyczące np. akumulatora, pompy paliwa, układu wylotowego oraz świec i przewodów zapłonowych,

e) naprawa lub zmiana części, gdy są przewidziane specjalne procedury w instrukcji obsługi, np. uzupełnianie ubytku w poszyciu samolotu, instalacja światła ostrzegawczego.

Obsługa serwisowa to każda obsługa, inspekcja, naprawa czy zmiana określona

przez producenta jako wymagająca umiejętności nabytych w wyniku specjalistycznego

szkolenia lub specjalistycznych urządzeń. Naprawa taka może być wykonana przez

mechanika posiadającego certyfikat albo mechanika LSA. Obsługa naziemna musi

zatem przejść dodatkowe szkolenie specjalistyczne. Przykładowe zadania w ramach tej obsługi to: demontaż i wymiana silnika, cylindrów, tłoka, podstawowych układów sterowania lotem i podwozia statku powietrznego.

Naprawa podzespołów lub struktury może być dokonana wtedy, gdy są zdefiniowanie procedury postępowania, opisane w instrukcji obsługi technicznej.

Jako przykład można przytoczyć malowanie powierzchni kontroli lotu, naprawę struktury powierzchni bądź regeneracja lakieru i tkaniny. Natomiast wymiana podzespołów, wykonana w ramach obsługi serwisowej, musi być prowadzona zgodnie z przedstawionymi procedurami. Dotyczyć może m.in. montażu nart lotniczych lub dodatkowych czujników ciśnienia. Remont główny podzespołów może być przeprowadzany tylko przez producenta LSA. Może on obejmować silnik, gaźnik/układ wtryskowy, rozrusznik, alternator lub pozostałe elementy i instrumenty. Wymagana jest w tym przypadku instrukcja opisująca procedurę remontu stanowiąca osobny dokument.

W odróżnieniu od statków powietrznych innych kategorii, w LSA nie jest wymagane wypełnienie raportu FAA 337. Każda znacząca naprawa musi być wykonana zgodnie ze stosownymi normami ASTM. Następnie wykonywana jest ocena przez producenta lub podmiot zatwierdzający, po czym należy dostarczyć pisemne oświadczenie potwierdzające tym samym, że LSA nadal spełnia wymagania obowiązujących norm ASTM. Instrukcja obsługi technicznej statku powietrznego LSA musi zawierać następujące informacje:

a) parametry ogólne, łącznie z pojemnościami zbiorników na płyny eksploatacyjne, zakresem obsługi serwisowej i manewrowaniem na ziemi,

b) listę elementów do sprawdzenia w ramach inspekcji rocznej stanu, c) opis i instrukcje obsługi, napraw i remontu głównego silnika,

d) opis i instrukcje obsługi, napraw i zmian struktury statku powietrznego,

e) procedury dotyczące obsługi układu paliwowego, śmigła, układów pomocniczych, instrumentów i awioniki, układu elektrycznego, napraw strukturalnych, malowania i pokryć.

W grupie inspekcji, napraw i zmian należy wyszczególnić listę wymaganych narzędzi specjalnych i części do wykonania zadania oraz konieczne jest określenie typu naprawy: regularna, serwisowa czy remont generalny. Powiązane z tym musi być określenie jaki poziom umiejętności obsługi jest niezbędny do wykonania zadania np.

mechanik LSA, mechanik lotniczy płatowca i silnikowy A&P Mechanic (Airframe and Powerplant) lub stacja serwisowa. Dyrektywy bezpieczeństwa są określane przez producenta statku powietrznego i zawierają zazwyczaj: listę narzędzi i części potrzebnych do wykonania zadania, rodzaj obsługi (regularna, serwisowa, remont), wymagany poziom certyfikacji, szczegółowe instrukcje i schematy oraz metody inspekcji i badań.

Przepisy dotyczące minimalnych wymagań w zakresie projektowania i produkcji

silników o zapłonie iskrowym ZI dla lekkich sportowych statków powietrznych określa

norma ASTM-F2339 [14]. Każdy projekt modelu silnika musi mieć swoje oznaczenie

i listę części. Nowy projekt silnika i wszystkie zmiany w projekcie lub/i konfiguracji,

mające wpływ na instalację, interfejs, parametry konstrukcyjne oraz użyteczne

wymagają określenia nowego oznaczenia silnika. Zmiana projektu części i elementów

jednostki spalinowej z określonej specyfikacji wymaga oceny i kontroli zgodnie z wymaganiami dedykowanej normy. Dokumentacja producenta dotycząca specyfikacji silnika musi być przechowywana co najmniej przez 18 lat od daty zakończenia produkcji. W jej zakres wchodzą:

a) rysunki techniczne określające konfigurację silnika,

b) charakterystyka materiałów oraz procesów technologicznych w odniesieniu do rysunków części,

c) analizy wytrzymałościowe oraz wyniki prób wykonanych do spełnienia wymagań normy.

Dokumentacja techniczna dotycząca danego typu silnika dostarczana producentom statków powietrznych, w celu wsparcia projektowania i eksploatacji, musi zawierać:

a) charakterystyki pracy silnika określające parametry we wszystkich przewidywanych warunkach pracy,

b) instrukcję montażu, która określa wszystkie funkcjonalne i fizyczne wymagania dotyczące komory i podłączeń silnika, zawierająca również rysunek montażowy, c) instrukcję obsługi określającą standardowe i niestandardowe procedury oraz

ograniczenia w eksploatacji,

d) instrukcję serwisową definiującą obsługę okresową silnika, główne inspekcje, okresy między remontowe i inne ograniczenia serwisowe,

e) instrukcję remontu głównego zawierającą instrukcję demontażu silnika w celu naprawy i/lub wymiany części w celu przywrócenia zdatności silnika do użytkowania, do czasu zakończenia kolejnego okresu między remontowego.

Konstrukcja silnika musi ograniczać ryzyko wystąpienia i rozprzestrzeniania się pożaru. Jest to realizowane przez zastosowanie ognioodpornych węży, łączników i innych elementów, które mają styczność lub zawierają łatwopalne płyny (jeżeli są dostarczane razem z silnikiem), stosowanie osłon i odpowiednie umiejscowienie elementów w celu zabezpieczenia przed zapłonem lub wyciekiem płynu łatwopalnego.

Projekt jednostki napędowej musi określać parametry pracy układu chłodzenia, a w instrukcji obsługi umieścić należy zakresy dopuszczalnych temperatur dla poszczególnych elementów silnika. W przypadku mocowania silnika określa się punkty mocujące do ramy samolotu oraz maksymalne dopuszczalne obciążenia dla punktów montażowych i ramy. Przechodząc do układu zapłonowego, dla silników ZI, musi być zbudowany z przynajmniej dwóch świec zapłonowych na cylinder i osobnych obwodów elektrycznych z niezależnymi źródłami energii lub równoważny układ zapłonowy o takiej samej niezawodności w trakcie lotu. Obsługa serwisowa takiego układu musi być określona w instrukcji dostarczonej przez producenta. W przypadku statków powietrznych gdzie silnik nie jest potrzebny do lotu oraz statków jednomiejscowych.

Elektroniczne systemy sterujące pracą silnika spalinowego powinny być

projektowane tak aby zapewniały ciągłość działania silnika w przypadku wystąpienia

pojedynczej awarii układu elektrycznego. Utrata sygnału nie powinna spowodować

znacznej straty mocy lub unieruchomienia silnika. Na prawidłowe działanie systemu nie

mogą wpływać warunki atmosferyczne, zadeklarowane jako warunki dopuszczalne

podczas pracy silnika – z uwzględnieniem temperatury i wilgotność powietrza. Ich

dopuszczalne wartości określane są w instrukcji montażowej silnika. Dla ochrony przed

zakłóceniami elektromagnetycznymi i działaniem pól o dużej intensywności promieniowania należy stosować ekranowane przewody – od każdego czujnika do punktu końcowego.

Układy dolotowy i zasilania paliwem silnika powinny być zaprojektowane w taki sposób, aby ograniczały tworzenie i narastanie lodu, co zabezpiecza przed oblodzeniem.

Każdy kanał w układzie zasilania, przez który przepływa mieszanka paliwowo- -powietrzna musi umożliwiać odpływ cieczy. Prawidłowe działanie systemu smarowania silnika powinno być zapewnione niezależnie od wysokości lotu oraz warunków atmosferycznych. W przypadku układu z tzw. mokrą miską olejową powyższy warunek uznaje się za spełniony przy połowie maksymalnego stanu oleju.

Jeżeli jest to konieczne, system smarowania należy dostosować do montażu instalacji chłodzenia przepływającego oleju. Skrzynia korbowa silnika czterosuwowego musi być wyposażona w układ odpowietrzania, co ma zapobiegać nadmiernemu narastaniu ciśnienia w skrzyni i spowodowania ubytków oleju. Układ odpowietrzenia należy zabezpieczyć przed możliwością zablokowania przez lód przy oblodzeniu podczas lotu.

W przepisach homologacyjnych wyróżniono następujące testy decydujące o dopuszczeniu do użytkowania silnika spalinowego:

a) test wzorcowy – każdy silnik musi być sprawdzony w celu określenia jego charakterystyki, mocy nominalnej, przebiegu prędkości i zużycia paliwa,

b) test detonacyjny – każdy silnik musi być zbadany w celu potwierdzenia braku wystąpienia zjawiska spalania detonacyjnego w całym zakresie pracy i w określonych warunkach pracy, przy użyciu założonego przez producenta paliwa,

c) testy trwałościowe – każdy model silnika musi być przedmiotem kontroli trwałości za pomocą jednej z poniższych metod:

– test przyspieszonego remontu – symuluje okres eksploatacji między remontami silnika:

 przynajmniej 100% czasu pracy z maksymalną mocą, który wystąpi w okresie między remontami. W celu uproszczenia przyjmuje się, że na każdą godzinę lotu przypada 5 minut czasu pracy z maksymalną mocą,

 przynajmniej 10% czasu pracy z mocą przelotową, która wystąpi w okresie między remontami,

 przynajmniej jeden cykl na godzinę testu z przejściem od mocy maksymalnej do przelotowej i odwrotnie,

 przynajmniej jedno uruchomienie silnika na każde 5 godzin testu,

 zespół napędowy (silnik + śmigło) musi mieć zamontowane śmigło umożliwiające obciążenie, przy którym osiąga maksymalną siłę ciągu, dotyczy to każdej operacji określonej w tym teście,

 po zakończeniu testu przyspieszonego remontu, każdy silnik musi być

całkowicie zdemontowany i każdy komponent musi spełniać wymogi

nowego elementu lub mieścić się w granicy zużycia remontowego

określonej przez producenta/konstruktora.

– testy wytrzymałościowe w locie – mogą być wykonywane zamiast testu przyspieszonego remontu i obejmują testy silnika na statku powietrznym w locie pod kontrolą producenta silnika. Warunki przeprowadzania testu:

 każda obsługa silnika musi być dokumentowana, niedopuszczalna jest wymiana elementów silnika podczas testu. W przypadku wymiany części, test musi być powtórzony,

 należy wykonywać okresową inspekcję. Testy silnika w locie muszą być wykonane dla wszystkich warunków atmosferycznych, które producent w instrukcji obsługi przewiduje jako warunki eksploatacji silnika. Warunki te obejmują temperaturę powietrza atmosferycznego, wysokość oraz wilgotność.

 silnik musi być uruchamiany przynajmniej raz na 5 godzin,

 musi być zamontowane śmigło umożliwiające obciążenie, przy którym zespół napędowy osiąga maksymalną siłę ciągu.

Okres między remontami musi być określony i zapisany przez producenta w instrukcji obsługi silnika i musi być równy 100% okresu dla testu przyspieszonego remontu i 80% dla testów wytrzymałościowych w locie. Producent silnika określa zasady kontroli i rodzaje testów niezbędnych do zapewnienia, że każdy wyprodukowany element jest zgodny z dokumentacją wykonawczą oraz umożliwia bezpieczne użytkownie. Zakres takich procedur obejmuje:

a) kontrolę półfabrykatów, elementów zakupionych i części oraz zespołów zakupionych u poddostawców, włączając metody używane do zapewnienia odpowiedniej jakości części i złożeń, które nie mogą być w całości sprawdzone pod względem zgodności i jakości przed dostarczeniem do producenta,

b) kontrolę podczas produkcji każdej części lub kompletnych złożeń, wliczając identyfikację każdego specjalnego procesu wytwarzania, środki niezbędne do kontroli procesu i końcowe testy gotowego silnika,

c) system przeglądu materiałów niezgodnych z dokumentacją, zawierający udokumentowane decyzje o wykluczeniu części i system usuwania wykluczonych części,

d) system informowania kontrolerów firmy o aktualnych zmianach w rysunkach technologicznych, specyfikacjach i procedurach kontroli jakości.

Międzynarodowa Organizacja Lotnictwa Cywilnego ICAO (International Civil

Aviation Organization) określiła w 2017 r. normy emisji CO 2 m.in. dla statków

powietrznych z napędem śmigłowym o masie startowej przekraczającej 8 618 kg [27,

68, 69]. Statki powietrzne lekkie i ultralekkie do dzisiaj nie są objęte normami emisji

spalin. Natomiast w 2008 r. ICAO w załączniku 16 do Konwencji Chicagowskiej,

wyznaczyła normy hałasu dla statków powietrznych z napędem śmigłowym o masie

startowej do 8 618 kg [14, 28]. Z tych wymagań zwolnione są statki powietrzne

akrobacyjne, rolnicze, oraz straży pożarnej. Zgodnie z przepisami Unii Europejskiej

[69], zwolnione są także m.in. statki powietrzne ultralekkie i zabytkowe. Jednak normy

hałasu obowiązują dla statków powietrznych kategorii LSA. Poniżej zaprezentowano

zestawienie norm hałasu dla statków powietrznych z napędem śmigłowym.

Maksymalne natężenie dźwięku jest zależne od daty uzyskania certyfikatu przez dany typ statku powietrznego oraz maksymalnej masy startowej (tab. 2.1).

Tab. 2.1. Normy hałasu dla statków powietrznych z napędem śmigłowym o masie startowej do 8618 kg [69]

Rozdział Statki powietrzne objęte normą

Norma hałasu Masa statku powietrznego

Sposób pomiaru

6

Certyfikowane od 1.01.1975 (włącznie) do

17.11.1988 Dopuszczone do lotu od 1.01.1980 (włącznie, dotyczy

indywidualnych statków powietrznych)

68 dB(A) do 600 kg

Pomiar podczas lotu na wysokości 300 m – lot w zakresie ±10° od płaszczyzny

pionowej nad punktem pomiarowym.

Przelot z maksymalną mocą, ustabilizowaną prędkością

i w konfiguracji do lotu.

Wyniki odniesione do warunków: ciśnienie na poziomie morza 1013,25 hPa,

temperatura powietrza 25°C (10°C) – ISA.

68–80 dB(A)

liniowo 600–1500 kg

80 dB(A) 1500–8618 kg

10 Certyfikowane od 17.11.1988 (włącznie) do

4.11.1999

76 dB(A) do 600 kg Punkt pomiarowy na przedłużeniu pasa startowego w odległości 2 500 m od punku startu. Pomiar podczas startu

w dwóch fazach:

pierwsza faza:

– start z mocą startową do wysokości 15 m nad pasem

startowym, – masa samolotu równa

maksymalnej masie certyfikowanej

druga faza:

– rozpoczyna się po zakończeniu pierwszej fazy,

– samolot wznosi się z maksymalną prędkością

wznoszenia.

Wyniki odniesione do warunków: ciśnienie na poziomie morza 1013,25 hPa, temperatura powietrza 15°C – ISA, wilgotność względna 70%,

brak wiatru.

76–88 dB(A)

liniowo 600–1400 kg 88 dB(A) 1400–8618 kg

Certyfikowane od 4.11.1999 (włącznie) do dziś

70 dB(A) do 570 kg 70–85 dB(A)

liniowo 570–1500 kg

85 dB(A) 1500–8618 kg

2.2. Charakterystyka rynku

Analiza rynku wskazuje, że jest dostępnych ponad 300 ultralekkich statków powietrznych różnych producentów. Są one sprzedawane jako gotowe jednostki latające złożone przez producenta oraz jako zestawy do samodzielnego montażu oznaczane jako KIT. Przykładem takiego rozwiązania jest ultralekki statek powietrzny dolnopłatowy Aerospool Dynamic WT-9 (rys. 2.2). Niektóre spośród tego typu statków dostępne są także w formie dokumentacji technicznej, na podstawie której można wykonać samodzielnie model fizyczny.

W rozpatrywanej grupie występują statki powietrzne o masie z zakresu 110 do 290 kg (tab. 2.2). Stosowane są w nich silniki osiągające moc z przedziału 22–74 kW (30–

100 KM), przy czym zdecydowana większość stosuje konstrukcję Rotaxa 912 w różnych wersjach. Maksymalna prędkość osiągana w locie poziomym (V max ) wynosi od 100 do 295 km/h, prędkość przelotowa (V c ) od 88 do 264 km/h, prędkość przeciągnięcia (V s0 ) od 65 do 40 km/h. Zużycie paliwa mieści się w granicach od 8 do 18 dm ³ /h, a zasięg lotu (bez rezerwy) wynosi od 720 do 1 700 km.

a) b)

Rys. 2.2. Ultralekki statek powietrzny dolnopłatowy Aerospool Dynamic WT-9:

a) fabrycznie zmontowany, b) w formie zestawu KIT [40]

Ultralekkie statki powietrzne można klasyfikować również na podstawie konstrukcji. Pod względem liczby miejsc występują samoloty jedno- (rys. 2.3) i dwumiejscowe, na podstawie umocowania głównych płatów: dolnopłatowy (rys. 2.2) i górnopłatowy (rys. 2.4). W zależności od konstrukcji, wyposażenia i ceny, kabina samolotu może być bardziej (rys. 2.5) lub mniej zabudowana (rys. 2.6).

Rys. 2.3. Ultralekki statek powietrzny jednomiejscowy Better Half Legal Eagle [40]

Tab. 2.2. Charakterystyka wybranych ultralekkich statków powietrznych [40, 75]

Producent Model Masa własna [kg]

MTOW [kg]

Pojemność zbiornika paliwa [dm

]

Silnik Moc [KM]

Liczba miejsc

Prędkość [km/h] Prędkość wznoszenia [m/s]

Zużycie paliwa [dm

/h]

Zasięg lotu [km]

V

V

V

Aero

Services Guepe 190 472,5 60 Rotax 582 65 2 160 130 45 2,5 – –

Aeroservice Panda 270 472,5 2 x 50 Rotax 912 80 2 220 190 62 6 – ¹²⁰⁰

Aerospool Dynamic

WT-9 264 450 75 Rotax 912S 100 2 250 220 65 – ¹²⁰⁰

ASA Airector

300 120 242 30 Hirth F23 50 1 180 160 – ⁵ – –

Better Half Legal

Eagle 110 226 19 1/2 VW 30 1 101 88 40 2,5 8 –

Ekolot JK-05L

Junior 290 472,5 2 x 35 Rotax 912UL 80 2 220 160 55 5,5 10 –

Ekolot KR-030

Topaz 290 472,5 2 x 35 Rotax 912UL 80 2 220 180 65 6 10 –

Evektor Eurostar

SL 265 472,5 120 Rotax

912ULS 100 2 240 200 65 8 14 1300

Fly Synthesis

Syncro

ULM 289 472,5 100 Rotax

912ULS 100 2 295 230 64 6,5 16 1200

Fly Synthesis

Texan Top

Class 289 472,5 2 x 50 Rotax

912ULS 100 2 240 200 64 6 16 –

Pipistrel Alpha

Trainer 275 472,5 50 Rotax 912UL 80 2 219 201 65 6,2 14 720

Pipistrel Sinus 280 472,5 60 Rotax 912UL 80 2 220 200 63 6,5 9 1200

cd. tab. 2.2.

Pipistrel Virus 912 284 472,5 60 Rotax 912UL 80 2 240 225 62 6,2 10 1300

Pipistrel Virus

SW100 289 472,5 100 Rotax

912ULS 100 2 283 273 64 8,4 18 1450

Pipistrel Virus

SW100 289 472,5 100 Rotax 912 iS 100 2 283 273 64 8,4 16 1700

Pipistrel Virus

SW80 – ^{472,5 100} Rotax 912UL 80 2 264 246 64 6,1 14 1650

Skyleader

Aircraft GP One 280 472,5 105 Rotax 912 80 2 215 193 64 – – –

Skyleader Aircraft

Skyleader

100 210 315 28 Rotax 582 58 1 – ^{140 45} – – –

Skyleader Aircraft

Skyleader

200 UL 282 472,5 60 Rotax 912 80 2 260 220 48 – – –

Zenith Zodiac

CH 650E 285 472,5 92 Rotax 912S 100 2 – ^{190 62 6} – –

Statki powietrzne kategorii LSA

Aero AT AT-3 380 600 70 Rotax

912ULS 100 2 215 196 66 4,5 – –

American

Champion Champ 430 600 68 Continental

O-200-A 100 2 180 150 74 3,7 26 –

American Legend

Legend

Cub 350 600 75 Continental

O-200-A 100 2 174 – ⁵² – ²¹ –

Atol

Aviation Atol 375 650 128 Rotax 912 iS 100 2 - 170 74 – ^{14-19 1300}

Czech Sport Aircraft

PS-28 270 600 2 x 57 Rotax 912S 100 2 225 201 55 6 17 –

cd. tab. 2.2.

Czech Sport Aircraft

Sportcruis

er 388 600 114 Rotax

912ULS2 100 2 220 172 55 4,2 18 –

Evector Harmony

LSA 310 600 120 Rotax

912ULS 100 2 222 212 74 7,5 15 –

Icon

Aircraft A5 - 686 75,5 Rotax

912ULS 100 2 200 – ⁸³ – ^15-25 –

Jabiru

Aircraft J-160C 300 540 135 Jabiru 2200 80 2 – ^{185 84} – ¹³ –

Pipistrel Alpha

Electro 314 / 377 550 - Siemens 67 2 195 157 68 5 – ²⁰⁰

Skyleader Aircraft

Skyleader

600 320 600 120 Rotax

912ULS 100 2 240 220 61 – – –

Tecnam P92 Echo

Light 270 500 45 Rotax 912UL 80 2 190 170 63 – ^{17 500}

Van's

Aircraft RV-12 340 600 75 Rotax

912ULS 100 2 222 – ⁸² – – –

Rys. 2.4. Ultralekki statek powietrzny górnopłatowy Aeroservice Panda [40]

Rys. 2.5. Ultralekki statek powietrzny Evector Eurostar SL [40] Rys. 2.6. Ultralekki statek powietrzny Aero

Services Guepe [40]

Rynek lotniczy w Stanach Zjednoczonych charakteryzuje się największą liczbą eksploatowanych statków powietrznych na świecie. W 2017 r. wyniosła ona dla lotnictwa cywilnego 210 030 sztuk (rys. 2.7). Liczba ultralekkich statków powietrznych LSA w kategorii eksperymentalnej i specjalnej wyniosła 6 311 sztuk, co stanowiło 6%

całego rynku. Należy tu dodać, że część samolotów mieszczących się w polskiej definicji ultralekkich statków powietrznych jest zarejestrowana w Stanach Zjednoczonych jako eksperymentalne. W związku z tym dokładna ich liczba nie jest możliwa do określenia. Według prognoz opublikowanych przez Stowarzyszenie Producentów Lotnictwa Ogólnego GAMA (General Aviation Manufacturers Association) przyrost samolotów LSA w Stanach Zjednoczonych w latach 2018–2025 wynosił będzie średnio 6% w skali roku (rys. 2.8). Stanowić to będzie największy wzrost spośród wszystkich kategorii statków powietrznych.

Rys. 2.7. Liczba zdatnych do lotu statków powietrznych lotnictwa cywilnego w Stanach Zjednoczonych w zależności od typu – 2017 r. [21, 96]

Rys. 2.8. Prognoza liczby statków powietrznych kategorii LSA w Stanach Zjednoczonych w latach 2018–2025 [21, 23]

2000 2500 3000 3500 4000 4500

2018 2019 2020 2021 2022 2023 2024 2025

L icz ba statków powie trz ny ch

Lata

Średnia liczba godzin lotu w ciągu roku dla wszystkich statków powietrznych w Stanach Zjednoczonych wynosi 115 godzin. Dla statków powietrznych z silnikami tłokowymi jest ona równa 91 a dla samolotów LSA 81. Wykorzystanie statków powietrznych kategorii LSA i większych z silnikami tłokowymi jest zbliżone (rys. 2.9).

Ze względu na wielkość rynku lotniczego w Stanach Zjednoczonych, dostępność na rynku światowym statków powietrznych kategorii LSA jest znacząca. Analizując parametry tego typu statków powietrznych (tab. 2.2), stwierdzono, że ze względu na większy limit MTOW także ich masa własna jest większa niż ultralekkich statków powietrznych i wynosi od 270 do 430 kg. Moc znamionowa stosowanych silników mieści w przedziale 49–74 kW (67–100 KM), przy czym najniższa wartość dotyczy jednostki latającej z silnikiem elektrycznym Pipistrel Alpha Electro (rys. 2.10a). Maksymalna prędkość (V max ) statków powietrznych LSA wynosi od 174 do 240 km/h, prędkość przelotowa (V c ) od 157 do 220 km/h, a prędkość przeciągnięcia (V s0 ) od 84 do 52 km/h.

Zużycie paliwa tego typu jednostek latających mieści się w przedziale 13–26 dm ³ /h. Ze względu na większy limit masy własnej, w kategorii LSA występują także dwumiejscowe wodno-samoloty (rys. 2.10b, 2.11).

Rys. 2.9. Średnia liczba godzin lotu w ciągu roku przypadająca na jeden statek powietrzny w zależności od kategorii [21]

a) b)

Rys. 2.10. Ultralekkie statki powietrzne kategorii LSA: a) z silnikiem elektrycznym Pipistrel Alpha,

b) wodno-samolot Atol Aviation [40]

Rys. 2.11. Ultralekki statek powietrzny kategorii LSA: wodno-samolot Icon Aircraft A5 [40]

Kolejnym większym rynkiem ultralekkich statków powietrznych jest Kanada.

W 2016 r. całkowita liczba zarejestrowanych statków powietrznych przeznaczona dla lotnictwa cywilnego wniosła 36 436 sztuk, z czego udział ultralekkich statków powietrznych stanowił 15% (rys. 2.12). W krajach europejskich definicja ultralekkiego statku powietrznego zależy od danego kraju. Z tego względu dokładne określenie liczby tej grupy jednostek latających jest trudne i publikowane są dane orientacyjne. Na podstawie raportu stowarzyszenia GAMA (tab. 2.3) najmniejszy udział ultralekkich statków powietrznych występuje w Polsce i wynosi 8,4%. Natomiast największy obserwowany jest we Włoszech i stanowi 88,5%. W przypadku Polski mały udział wynika między innymi z faktu, że część statków powietrznych ze względu na uproszczone procedury legislacyjne, jest zarejestrowana w innych państwach, np.

w Czechach [21, 98].

Rys. 2.12. Liczba zarejestrowanych statków powietrznych lotnictwa cywilnego w zależności od typu

w Kanadzie w 2016 r. [21]

Tab. 2.3. Liczba ultralekkich statków powietrznych w stosunku do wszystkich statków powietrznych w Europie [21]

Kraj Liczba statków powietrznych Udział ultralekkich

statków powietrznych Ogółem Ultralekkie

Czechy 13 947 5 843 41,9%

Finlandia 1 496 324 21,7%

Francja 34 506 8 815 25,5%

Hiszpania (2015) 6 738 1 582 23,5%

Holandia 2 999 538 17,9%

Polska 2 829 239 8,4%

Szwecja (2015) 3 046 475 15,6%

Wielka Brytania 20 027 3 346 16,7%

Włochy 14 368 12 719 88,5%

3. Porównanie wybranych parametrów samochodowych silników spalinowych i silników do ultralekkich statków powietrznych

3.1. Parametry konstrukcyjne

W statkach powietrznych wykorzystujących napęd śmigłowy stosowane są silniki tłokowe bądź turbinowe. Silniki tłokowe występują w lotnictwie sportowym, sanitarnym, rolniczym i komunikacyjnym. Najpowszechniej stosowane są jednostki napędowe czterosuwowe ZI chłodzone powietrzem. Silniki małych mocy (do 150 kW) budowane są jako bezsprężarkowe. Podzielić je można także ze względu na zastosowanie przekładni redukcyjnej. Porównując dwie identyczne jednostki napędowe jedną z przekładnią, a drugą bez, okazuje się, że silnik bez przekładni redukcyjnej może współpracować ze śmigłem o mniejszej średnicy ze względu na uzyskiwaną większą prędkość obrotową wału korbowego silnika. Ponadto silnik bez przekładni umożliwia uzyskanie większych prędkości przelotowych. W przypadku zastosowania reduktora ograniczana jest prędkość obrotowa na wyjściu z wału korbowego, co pozwala na zastosowanie śmigła o większej sprawności. Przekłada się to na krótszą wymaganą drogę startową i większą prędkość wznoszenia [74, 86, 88, 92].

Silniki tłokowe budowane są z różnymi układami cylindrów, do którym zalicza się układy gwiazdowe, rzędowe i przeciwsobne (bokser). Silniki gwiazdowe z reguły chłodzone są powietrzem. W rozwiązaniach konstrukcyjnych znane są układy gwiazdy pojedynczej, podwójnej a nawet poczwórnej. Charakterystycznym dla tego typu jednostek napędowych jest nieparzysta liczba cylindrów, co związane jest czterosuwowym cyklem pracy. Silniki małych i średnich mocy budowane są w układzie gwiazdy pojedynczej. W układzie gwiazdy zwielokrotnionej budowane były silniki lotnicze największych mocy. Natomiast wśród silników rzędowych wyróżnić należy dwa typy: jednorzędowe stojące i jednorzędowe wiszące. Są to silniki małych mocy chłodzone przeważnie powietrzem. Na ogół w ich budowie nie stosuje się więcej niż sześć cylindrów w rzędzie ze względu na trudności chłodzenia powietrzem oraz ze względu na sztywność i wytrzymałość elementów.. Jednak w ultralekkich statkach powietrznych najpopularniejszymi są silniki tłokowe przeciwsobne – tzw. bokser i chłodzone powietrzem. Cechują się one zwartą budową, małą powierzchnią czołową i stosunkowo łatwym chłodzeniem.

Głównym odbiornikiem mocy wytwarzanej przez silnik tłokowy jest śmigło, które

następnie przetwarza ją na siłę ciągu, która powoduje ruch postępowy statku

powietrznego z określoną prędkością [60, 61]. Podczas obrotu śmigła wokół osi piasty

na łopatach pojawiają się siły aerodynamiczne, których wypadkowa może być

zrzutowana wzdłuż osi piasty. Jest ona nazywana siłą ciągu bądź ciągiem śmigła. Jej

wartość jest zależna od prędkości łopaty względem powietrza, jej powierzchni oraz

kąta, pod jakim łopata ustawiona jest w stosunku do kierunku ruchu. Prędkość ruchu

dowolnego przekroju łopaty względem powietrza jest geometryczną sumą prędkości

obwodowej śmigła i prędkości postępowej samolotu. Kolejny podstawowy parametr to

skok śmigła, który jest przesunięciem przekroju łopaty przypadającym na jeden obrót.

Aby cała łopata miała jednakowy skok, poszczególne przekroje są ustawiane pod różnymi kątami. W praktyce stosowane są śmigła o stałym skoku, w których poszczególne przekroje łopaty są ustawiane w taki sposób, że przedłużenia cięciw poszczególnych przekrojów przecinają się w jednym punkcie. Dodatkowo występują śmigła o zmiennym skoku, których przekroje wzdłuż długości łopaty są ustawione w taki sposób, że przedłużenia cięciw przecinają się w jednym punkcie. Różnice w ustawieniu przekrojów łopaty śmigła o stałym i zmiennym skoku wynikają z tego, że ze względów aerodynamicznych i wytrzymałościowych zmieniają się parametry geometryczne łopaty wzdłuż jej długości. Zmienia się także charakter opływu przekrojów łopaty przy zwiększaniu odległości od piasty śmigła. W rezultacie, pomimo że przedłużenia cięciw poszczególnych przekrojów nie spotykają się w jednym punkcie, skoki rzeczywiste wszystkich przekrojów są bardziej zbliżone niż w przypadku geometrii śmigła o stałym skoku [10, 82, 84].

Rzeczywisty skok śmigła H rz jest odpowiednikiem nominalnego posuwu śmigła.

Wielkość tą oblicza się z zależności [10, 17]:

H _rz = V

n _s (3.1)

gdzie: V – prędkość lotu [m/min], n s – prędkość obrotowa śmigła [obr/min].

Poślizg śmigła S jest różnicą między skokiem teoretycznym i skokiem rzeczywistym. Posuw śmigła λ jest stosunkiem prędkości lotu do prędkości obwodowej danego przekroju (3.3). Posuw określa zależność [10, 17]:

λ = V

u (3.2)

gdzie: V – prędkość lotu [m/s], u – prędkość obwodowa śmigła [m/s].

u = ·n _s

60 (3.3)

Posuw śmigła zmienia się wzdłuż długości łopaty i za jego nominalną wielkość przyjmuje się posuw końca łopaty śmigła. Z przedstawionych zależności wynika, że stosunek prędkości obwodowej i prędkości lotu ma zasadniczy wpływ na pracę śmigła.

W czasie pracy na postoju (próba silnika przed startem), gdy prędkość lotu V = 0 m/s,

kąty natarcia poszczególnych przekrojów śmigła o stałym skoku osiągają największą

wartość równą kątom nastawienia. Przy zwiększaniu prędkości lotu zwiększa się

posuw, a maleją kąty natarcia. Podczas lotu z odpowiednio dużą prędkością kąty

natarcia osiągają wartość równą zeru, a przy dalszym zwiększaniu prędkości osiągają

wartości poniżej zera. W rozpatrywanym przypadku zmienia się wartość i zwrot

działania sił aerodynamicznych na śmigle. Wypadkowe siły aerodynamicznej na śmigle

można zrzutować na kierunek równoległy i prostopadły do osi piasty. Siły równoległe dają siłę ciągu, zaś prostopadłe przeciwdziałają obrotowi śmigła tworząc moment oporowy M o [10, 17]:

M _o = P _m · r [Nm] (3.4)

gdzie: P m – aerodynamiczna siła obwodowa działająca w poszczególnych przekrojach śmigła w odległości r od osi piasty [N], r – odległość siły P m od osi piasty [m].

Silnik obracając śmigło musi pokonywać moment oporowy tracąc na to część wytwarzanej mocy. Wartość traconej mocy zależy od sprawności śmigła. Zatem sprawność śmigła η ś określa stosunek pracy wykonanej przez śmigło w ciągu 1 s do pracy, którą wykonuje silnik, aby obrócić śmigłem [10, 17]:

η _ś = N _T N _m = T _s

P _m · λ (3.5)

gdzie: N T – moc wytwarzana przez śmigło, nadająca prędkość postępową lotu równą V [kW], N m – moc wytwarzana przez śmigło nadająca prędkość śmigłem [kW], T s – siła ciągu śmigła [N].

Wielkość N T oblicza się według zależności 3.6, a N m według 3.7.

N _T = T _s · V (3.6)

N _m = P _m · u (3.7)

Z równania 3.5 wynika, że sprawność śmigła równa jest zeru w dwóch przypadkach:

a) gdy siła ciągu śmigła T s = 0, b) gdy posuw śmigła λ = 0.

Ciąg śmigła jest równa zeru przy odpowiednio dużej prędkości lotu, zaś posuw

śmigła osiąga wartość zero, gdy prędkość lotu równa się zero. Analizując przebieg

sprawności śmigła stwierdzono, że największa sprawność występuje wyłącznie przy

jednej prędkości lotu (rys. 3.1). Należy zwrócić uwagę, że statek powietrzny

przemieszcza się z różnymi prędkościami, co w przypadku śmigła stałego tylko przy

jednej prędkości zespół silnik–śmigło osiągnie największą sprawność. W tych

warunkach moc silnika tłokowego jest maksymalnie wykorzystywana. Sprawność

śmigła zawiera się w przedziale 0,7–0,8. Z zależności na rys. 3.2. wynika, że aby

wykonać lot na maksymalnej sprawności śmigła trzeba by każdą fazę lotu wykonywać

na innym śmigle. W większości współczesnych statków powietrznych stosuje się śmigło

tzw. przestawialne. W śmigłach takich kąt ustawienia łopat zmienia się przeważnie samoczynnie, co powoduje, że w całym zakresie użytkowych prędkości lotu śmigło ma sprawność bliską maksymalnej.

Rys. 3.1. Sprawność śmigła w zależności od prędkości lotu [10]

Rys. 3.2. Wykres sprawności śmigła w zależności od prędkości lotu dla różnych faz [10]

Parametry konstrukcyjne śmigła muszą być odpowiednio dobrane, nie tylko w stosunku do wymaganych własności samolotu (prędkości poziomej, prędkości wznoszenia, długości startu), ale również do parametrów użytecznych silnika. Jak wynika z zależności 3.7 moc silnika przekazywana na śmigło zależy od prędkości obwodowej łopat śmigła i od aerodynamicznej siły obwodowej P m działającej na śmigło. Siły te można wyznaczyć na podstawie zależności [10, 17]

P _m = k _m · S _s · ρ · u ₀ ²

2 (3.8)

gdzie: k m – aerodynamiczny współczynnik siły P m , S s – powierzchnia koła zatoczonego przez śmigło [m ² ], u 0 – prędkość obwodowa końców łopat śmigła [m/s], ρ – gęstość powietrza [kg/m ³ ].

Podstawiając do zależności 3.7 wartość siły P m według równania 3.8 oraz wartość u 0 według zależności 3.3 i oznaczając średnicę śmigła przez D s = 2·r otrzymamy, że moc wytwarzana przez śmigło N m wynosi [10, 17]:

N _m = k _m · π · D _s ² 4 · ρ

2 · ( π · D _s · n 60 )

3

(3.9)

oznaczając zaś:

B = k _m · π 4 · ρ

2 · ( π 60 )

3

(3.10)

otrzymamy:

N _m = B · D _s ⁵ · n ³ (3.11)

Z powyższego równania wynika, że moc wytwarzana przez śmigło zwiększa się proporcjonalnie do piątej potęgi jego średnicy i do trzeciej potęgi jego prędkości obrotowej. Na podstawie zaprezentowanych zależności stwierdzono, że ze zmianą prędkości obrotowej inaczej zmienia się moc generowana przez silnik, a inaczej moc niezbędna do obracania śmigła. Przy małej prędkości obrotowej wału korbowego silnik generuje większą moc niż śmigło, a przy dużej śmigło posiada większą moc niż silnik.

Są one równe przy prędkości obrotowej wału korbowego, przy której obie krzywe się przecinają. Z analizy rys. 3.3 wynika także, że przy tym samym silniku maleje prędkość obrotowa zespołu silnik–śmigło, gdy zwiększa się średnica śmigła. Jeżeli więc najkorzystniejsza prędkość obrotowa wału korbowego silnika o mocy N e1 wynosi n 2 , to silnik ten wymaga śmigła o średnicy D 2 . Śmigło o średnicy mniejszej, np. D 3 powoduje osiągnięcie nadmiernej prędkości obrotowej wału korbowego silnika (n 3 ). Śmigło takie nosi nazwę zbyt „lekkiego” dla danego silnika.

Rys. 3.3. Zmiana mocy silnika i mocy wytwarzanej przez śmigło dla trzech przykładów rozmiarów (masy) śmigła od prędkości obrotowej wału korbowego [10]

Podobnie śmigło o zbyt dużej średnicy (np. D 1 ) uniemożliwia osiągnięcie prawidłowej prędkości obrotowej wału korbowego silnika i jest nazywane śmigłem zbyt

„ciężkim” dla danego typu silnika. Jeśli śmigło o średnicy D 2 zostanie zastosowane

w silniku o mocy N e2 to przy prędkości obrotowej n 2 będzie ono dla takiego silnika