Cesk´ˇ e vysok´e uˇcen´ı technick´e v Praze
Fakulta strojn´ı
Ustav letadlov´´ e techniky
Diplomov´ a pr´ ace
Rekonstrukce kˇ r´ıdla pro vˇ etˇ s´ı vzletovou hmotnost
Bc. Alena Tatarevi´ cov´ a
Vedouc´ı pr´ace: Ing. Jiˇr´ı Brabec, Ph.D.
12. srpna 2018
Podˇ ekov´ an´ı
Dˇekuji Ing. Jiˇr´ımu Brabcovi, Ph.D. za konzultace, rady a pˇripom´ınky poskytnut´e bˇehem zpra- cov´av´an´ı t´eto pr´ace. D´ale bych chtˇela podˇekovat sv´e rodinˇe za podporu bˇehem m´eho studia na vysok´e ˇskole.
Prohl´ aˇ sen´ı
Prohlaˇsuji, ˇze jsem svou diplomovou pr´aci vypracovala samostatnˇe a pouˇzila jsem pouze pod- klady (literaturu, projekty, SW atd.) uveden´e v pˇriloˇzen´em seznamu.
Nem´am z´avaˇzn´y d˚uvod proti uˇzit´ı tohoto ˇskoln´ıho d´ıla ve smyslu § 60 Z´akona ˇc.121/2000 Sb., o pr´avu autorsk´em, o pr´avech souvisej´ıc´ıch s pr´avem autorsk´ym a o zmˇenˇe nˇekter´ych z´akon˚u (autorsk´y z´akon).
V Mn´ıˇsku pod Brdy dne 12. srpna 2018 . . . .
Cesk´ˇ e vysok´e uˇcen´ı technick´e v Praze Fakulta strojn´ı
c
2018 Alena Tatarevi´cov´a. Vˇsechna pr´ava vyhrazena.
Tato pr´ace vznikla jako ˇskoln´ı d´ılo na ˇCesk´em vysok´em uˇcen´ı technick´em v Praze, Fakultˇe strojn´ı.
Pr´ace je chr´anˇena pr´avn´ımi pˇredpisy a mezin´arodn´ımi ´umluvami o pr´avu autorsk´em a pr´avech souvisej´ıc´ıch s pr´avem autorsk´ym. K jej´ımu uˇzit´ı, s v´yjimkou bez´uplatn´ych z´akonn´ych licenc´ı, je nezbytn´y souhlas autora.
Odkaz na tuto pr´aci
Tatarevi´cov´a, Alena. Rekonstrukce kˇr´ıdla pro vˇetˇs´ı vzletovou hmotnost. Diplomov´a pr´ace. Praha:
Cesk´ˇ e vysok´e uˇcen´ı technick´e v Praze, Fakulta strojn´ı, 2018.
Abstrakt
Tato diplomov´a pr´ace se zab´yv´a rekonstrukc´ı kˇr´ıdla pro vˇetˇs´ı vzletovou hmotnost. V r´amci pr´ace byla provedena anal´yza prostoru v kˇr´ıdle vyuˇziteln´eho pro uloˇzen´ı zvˇetˇsen´e z´asoby paliva. V´ypo- ˇcet zat´ıˇzen´ı byl proveden dle poˇzadavk˚u pˇredpisu CS-23. Pro zv´yˇsen´e zat´ıˇzen´ı a jin´e uspoˇr´ad´an´ı palivov´ych n´adrˇz´ı byly navrˇzeny ´upravy konstrukce kˇr´ıdla. D´ale bylo provedeno dimenzov´an´ı kˇr´ıdla.
Kl´ıˇcov´a slova rekonstrukce kˇr´ıdla, v´ypoˇcet zat´ıˇzen´ı, konstrukce kˇr´ıdla, pevnostn´ı v´ypoˇcet, vetˇs´ı vzletov´a hmotnost
Abstract
This diploma thesis concerns the redesign of a wing to reach greater takeoff weight. Furthermore, it also contains an analysis of useful space inside the wing for fitting a larger load of fuel. The stress-load analysis was done according to CS-23. Moreover, wing features had to be redesigned to adjust to higher loads and different positions of fuel tanks. Consequently, dimensioning of the wing was done.
Keywords reconstruction of the wing, stress-load analysis, design of the wing, structural cal- culation, greater takeoff weight
Obsah
1. ´Uvod 1
2. Vstupn´ı parametry 2
2.1 Z´akladn´ı technick´a data letounu UL-39 Albi II . . . 2
2.2 Anal´yza prostoru v kˇr´ıdle vyuˇziteln´eho pro uloˇzen´ı zvˇetˇsen´e z´asoby paliva . . . . 3
2.3 Aerodynamick´e charakteristiky . . . 4
3. Poˇzadavky stavebn´ıch pˇredpis˚u 7 3.1 Platnost a kategorie letounu . . . 7
3.2 Souˇcinitel bezpeˇcnosti, pevnost a deformace [2] . . . 8
3.3 Speci´aln´ı souˇcinitel´e bezpeˇcnosti [2] . . . 8
3.4 Letov´a zat´ıˇzen´ı, n´avrhov´e rychlosti letu [2] . . . 9
4. Letov´a zat´ıˇzen´ı 15 4.1 Hmotnostn´ı charakteristiky . . . 15
4.2 Letov´a ob´alka . . . 17
4.3 Pˇr´ıpady zat´ıˇzen´ı . . . 22
4.4 Aerodynamick´e podklady pro v´ypoˇcet zat´ıˇzen´ı . . . 25
4.5 Rozloˇzen´ı spojit´eho zat´ıˇzen´ı po rozpˇet´ı . . . 31
4.6 Rozloˇzen´ı posouvaj´ıc´ı s´ıly po rozpˇet´ı . . . 34
4.7 Rozloˇzen´ı ohybov´eho momentu po rozpˇet´ı . . . 36
4.8 Rozloˇzen´ı krout´ıc´ıho momentu vztaˇzen´eho k hlavn´ımu nosn´ıku . . . 38
4.9 Maxim´aln´ı sloˇzky zat´ıˇzen´ı . . . 41
5. N´avrh ´uprav konstrukce kˇr´ıdla 43 5.1 Z´avˇesy kˇr´ıdla . . . 43
5.2 Prodlouˇzen´ı zadn´ıho nosn´ıku . . . 43
5.3 Prodlouˇzen´ı skˇr´ıˇnov´e ˇc´asti hlavn´ıho nosn´ıku . . . 43
5.4 Zebraˇ . . . 44
5.5 Propojen´ı palivov´ych n´adrˇz´ı, pˇresunut´ı v´ıˇcka . . . 45
6. Dimenzov´an´ı kˇr´ıdla pro upraven´e zat´ıˇzen´ı 46 6.1 Dimenzov´an´ı p´asnic nosn´ık˚u . . . 46
6.2 Dimenzov´an´ı stojin nosn´ık˚u a potahu . . . 49
7. Z´avˇer 58
Literatura 59
Seznam obr´ azk˚ u
2.1 Z´akladn´ı rozmˇery letounu [12] . . . 2
2.2 Rozvrˇzen´ı prostor˚u v kˇr´ıdle . . . 3
2.3 Rozloˇzen´ı lok´aln´ıho souˇcinitele vztlaku pro nulov´y vztlak kˇr´ıdla Cl0 . . . 5
2.4 Norm´an´ı rozloˇzen´ı souˇcinitele vztlaku po polorozpˇet´ı kˇr´ıdla Cln . . . 5
2.5 Aerodynamick´a pol´ara kˇr´ıdla . . . 6
3.1 Letov´a ob´alka [2] . . . 10
4.1 Souˇradnicov´y syst´em [12] . . . 16
4.2 Hmotnostn´ı ob´alka letounu . . . 16
4.3 Letov´a ob´alka provozn´ıch n´asobk˚u: konfigurace 30,40,45: max. vzletov´a hmotnost . . 21
4.4 Letov´a ob´alka provozn´ıch n´asobk˚u: konfigurace 46: min. vzletov´a hmotnost . . . 22
4.5 Momentov´a a silov´a rovnov´aha letounu . . . 23
4.6 Rozloˇzen´ı m´ıstn´ıho souˇcinitele klopiv´eho momentu Cm0a pˇri kladn´ych v´ychylk´ach kˇrid´elek . . . 27
4.7 Rozloˇzen´ı m´ıstn´ıho souˇcinitele klopiv´eho momentu Cm0a pˇri z´aporn´ych v´ychylk´ach kˇrid´elek . . . 27
4.8 Rozloˇzen´ı m´ıstn´ıho souˇcinitele vztlaku Cla pˇri kladn´ych v´ychylk´ach kˇrid´elek . . . 29
4.9 Rozloˇzen´ı m´ıstn´ıho souˇcinitele vztlaku Cla pˇri z´aporn´ych v´ychylk´ach kˇrid´elek . . . . 30
4.10 Rozloˇzen´ı vztlaku od tlumen´ı klonˇen´ı Cltl pˇri z´aporn´ych v´ychylk´ach kˇrid´elek . . . 30
4.11 Aerodynamick´y souˇradnicov´y syst´em . . . 32
4.12 Pˇrevod posouvaj´ıc´ıch sil do souˇradnicov´eho syst´emu kˇr´ıdla . . . 34
4.13 Srovn´an´ı norm´alov´e sloˇzky posouvaj´ıc´ı s´ıly pro jednotliv´e letov´e pˇr´ıpady . . . 35
4.14 Srovn´an´ı teˇcn´e sloˇzky posouvaj´ıc´ı s´ıly pro jednotliv´e letov´e pˇr´ıpady . . . 35
4.15 Maxim´aln´ı sloˇzky posouvaj´ıc´ı s´ıly . . . 36
4.16 Srovn´an´ı norm´alov´e sloˇzky ohybov´eho momentu pro jednotliv´e letov´e pˇr´ıpady . . . . 37
4.17 Srovn´an´ı teˇcn´e sloˇzky ohybov´eho momentu pro jednotliv´e letov´e pˇr´ıpady . . . 37
4.18 Ob´alka maxim´aln´ıch sloˇzek ohybov´eho momentu . . . 38
4.19 Sch´ema krutov´eho zat´ıˇzen´ı . . . 39
4.20 Srovn´an´ı krout´ıc´ıho momentu k ose hlavn´ıho nosn´ıku pro jednotliv´e letov´e pˇr´ıpady . 40 4.21 Ob´alka maxim´aln´ıch sloˇzek krout´ıc´ıho momentu k ose nosn´ıku . . . 41
5.1 Uprava konstrukce zadn´ıho nosn´ıku . . . .´ 43
5.2 Uprava konstrukce hlavn´ıho nosn´ıku . . . .´ 44
5.3 Uprava konstrukce ˇ´ zeber . . . 44
5.4 Propojen´ı palivov´ych n´adrˇz´ı, pˇresunut´ı v´ıˇcka . . . 45
6.1 Pˇrerozdˇelen´ı ohybov´eho momentu . . . 47
6.2 Neutr´aln´ı osa nosn´ıku . . . 47
6.3 Pr˚ubˇeh v´yˇsek p´asnic . . . 49
6.4 Sch´ema pro v´ypoˇcet smykov´ych tok˚u od z´avˇesu kˇrid´elka do konce kˇr´ıdla . . . 51
6.5 Sch´ema pro v´ypoˇcet smykov´ych tok˚u od konce podvozkov´e ˇsachty do z´avˇesu kˇrid´elka 52 6.6 Sch´ema pro v´ypoˇcet smykov´ych tok˚u v oblasti podvozkov´e ˇsachty . . . 52
6.7 Stanoven´ı ˇrez˚u pro kontrolu jistot dle [14] . . . 55
Seznam tabulek
2.1 Z´akladn´ı technick´e parametry letounu UL-39 Albi II . . . 2
2.2 Srovn´an´ı z´akladn´ıch parametr˚u UL-39 Albi a UL-39 Albi II . . . 3
2.3 Vyuˇziteln´e prostory pro uloˇzen´ı paliva . . . 4
2.4 Z´akladn´ı aerodynamick´e charakteristiky letounu UL-39 Albi II . . . 4
4.1 Hmotnostn´ı parametry letounu . . . 15
4.2 Hraniˇcn´ı body hmotnostn´ı ob´alky . . . 17
4.3 Z´akladn´ı parametry zat´ıˇzen´ı (letov´a konfigurace 40) . . . 25
4.4 Vypoˇctˇen´e v´ychylky kˇrid´elek . . . 26
4.5 Pˇr´ır˚ustky souˇcinitele klopiv´eho momentu od kˇrid´elek . . . 26
4.6 Odeˇcten´e hodnoty korekˇcn´ıho faktoru k0 . . . 28
4.7 Pˇr´ır˚ustky souˇcinitele vztlaku od kˇrid´elek ∆Cla . . . 28
4.8 Zmˇeny ´uhlu nulov´eho vztlaku profilu od kˇrid´elek ∆α0a . . . 29
4.9 Pˇrehled sloˇzek maxim´aln´ıho zat´ıˇzen´ı . . . 42
6.1 Pˇrehled jistot v oblasti od z´avˇesu kˇrid´elka do konce kˇr´ıdla . . . 56
6.2 Pˇrehled jistot v oblasti od konce podvozkov´e ˇsachty do z´avˇesu kˇrid´elka . . . 56
6.3 Pˇrehled jistot v oblasti podvozkov´e ˇsachty . . . 56
6.4 Pˇrehled jistot v oblasti mezi koˇrenov´ymi ˇzebry . . . 57
1. ´ Uvod
Rekonstrukce kˇr´ıdla pro vyˇsˇs´ı vzletovou hmotnost je souˇc´ast´ı projektu UL-39 Albi II. Tento projekt vych´az´ı z p˚uvodn´ı verze UL-39 Albi, letounu vyvinut´eho na ´Ustavu letadlov´e techniky CVUT v Praze.ˇ
Unik´atn´ı ultralehk´y letoun s dmychadlov´ym pohonem UL-39 Albi vznikal 17 let na ´Ustavu letadlov´e techniky ve spolupr´aci s LA composite a JIHLAVAN airplanes. Je to jednomotorov´y dvoum´ıstn´y samonosn´y dolnoploˇsn´ık s nekonvenˇcn´ım pohonem, vzhledovˇe podobn´y letounu L- 39 ALBATROS, kter´y byl pˇredlohou pro tento n´avrh. Kˇr´ıdlo je lichobˇeˇzn´ıkov´eho p˚udorysu s Fowlerovou vztlakovou klapkou a v nˇem jsou um´ıstˇeny palivov´e n´adrˇze a hlavn´ı podvozek. Le- toun m´a kompozitov´y tˇr´ıkolov´y zatahovac´ı podvozek pˇr´ıd’ov´eho typu. Ocasn´ı plochy maj´ı kla- sick´e uspoˇr´ad´an´ı a vodorovn´a ocasn´ı plocha je dˇelen´a. Jako alternativa k vrtulov´emu pohonu v kategorii ultralehk´ych letadel byl speci´alnˇe navrˇzen pohon realizovan´y pomoc´ı dmychadla poh´a- nˇen´eho vysokoot´aˇckov´ym motorem. Dva trupy v sobˇe nezbytn´e pro realizaci pohonu znamenaj´ı velkou nev´yhodu pro splnˇen´ı hmotnostn´ıch poˇzadavk˚u v kategorii ultralight. Konstrukce to- hoto letounu je celokompozitov´a, vyroben´a z uhl´ıkov´ych prepreg˚u. Pro hˇr´ıdele, t´ahla ˇr´ızen´ı a hydraulick´e v´alce byla pouˇzita technologie nav´ıjen´eho kompozitu. Pouˇzit´ı uhl´ıkov´eho kompozitu vyroben´eho z polotovaru prepreg autokl´avovou technologi´ı je v souˇcasnosti t´ım nejlepˇs´ım, co v kompozitov´ych konstrukc´ıch existuje a co se pouˇz´ıv´a u velk´ych dopravn´ıch letadel. Tato tech- nologie umoˇzˇnuje minimalizovat hmotnost a maximalizovat mechanick´e vlastnosti kompozitu [8].
Letoun UL-39 Albi II vych´az´ı z p˚uvodn´ı verze UL-39 Albi, m´a ale jin´y pohon a zmˇenˇen´e parametry. Je koncipov´an jako cviˇcn´y letoun pro budouc´ı vojensk´e piloty. Pohon je realizo- v´an pomoc´ı turbohˇr´ıdelov´eho motoru. Maxim´aln´ı vzletov´a hmotnost bude vyˇsˇs´ı (890 kg) oproti pˇredchoz´ı verzi (472,5 kg) [7].
C´ılem t´eto pr´ace je prov´est rekonstrukci kˇr´ıdla pro vyˇsˇs´ı vzletovou hmotnost a vyˇsˇs´ı letov´e n´asobky pˇri zachov´an´ı obrysu kˇr´ıdla p˚uvodn´ı verze letounu. V prvn´ı ˇc´asti bude analyzov´an potˇrebn´y prostor v kˇr´ıdle, kter´y bude vyuˇzit pro instalaci zvˇetˇsen´e z´asoby paliva. V dalˇs´ı ˇc´asti bude proveden v´ypoˇcet zat´ıˇzen´ı kˇr´ıdla pro zadan´e zvˇetˇsen´e letov´e n´asobky a vzletovou hmotnost.
D´ale budou navrˇzeny ´upravy konstrukce kˇr´ıdla a dimenzov´an´ı kˇr´ıdla pro upraven´e zat´ıˇzen´ı.
2. Vstupn´ı parametry
V t´eto ˇc´asti jsou uvedeny vstupn´ı parametry letounu, kter´e byly zad´any (z´akladn´ı technick´a data) nebo stanoveny z 3D modelu kˇr´ıdla (prostory v kˇr´ıdle).
2.1 Z´ akladn´ı technick´ a data letounu UL-39 Albi II
N´ıˇze jsou zobrazeny z´akladn´ı technick´e parametry letounu.
Tabulka 2.1: Z´akladn´ı technick´e parametry letounu UL-39 Albi II
rozpˇet´ı 7,22 m
d´elka 7,71 m
v´yˇska 3,06 m
plocha kˇr´ıdla 8,899 m2
maxim´aln´ı vzletov´a hmotnost 890 kg
stˇredn´ı aerodynamick´a tˇetiva 1,306 m
maxim´aln´ı n´avrhov´a rychlost strm´eho letu 468 km/h
p´adov´a rychlost 110 km/h
p´adov´a rychlost s plnˇe vysunut´ymi vztlakov´ymi klapkami 95 km/h
Obr´azek 2.1: Z´akladn´ı rozmˇery letounu [12]
2.2 Anal´ yza prostoru v kˇ r´ıdle vyuˇ ziteln´ eho pro uloˇ zen´ı zvˇ etˇ sen´ e z´ asoby paliva
Pro zjiˇstˇen´ı vyuˇziteln´eho objemu v kˇr´ıdle byl poskytnut k t´eto pr´aci 3D model kˇr´ıdla UL-39 Albi. Pro koncept UL-39 Albi II s turbohˇr´ıdelov´ym motorem je nutn´e um´ıstit do kˇr´ıdla dalˇs´ı n´adrˇze. N´ıˇze jsou uvedeny hlavn´ı zadan´e parametry.
Tabulka 2.2: Srovn´an´ı z´akladn´ıch parametr˚u UL-39 Albi a UL-39 Albi II
Parametr UL-39 Albi UL-39 Albi II
Max. vzletov´a hmotnost [kg] 472,5 890
Objem n´adrˇz´ı [l] 112 180–240
Max. provozn´ı obratov´e n´asobky [1] +4/-2 +6/-3
Na obr´azku n´ıˇze lze vidˇet um´ıstˇen´ı n´adrˇz´ı v p˚uvodn´ı verzi letounu UL-39 Albi, tyto prostory jsou zv´yraznˇeny modrou barvou. P˚uvodn´ı n´adrˇze byly uloˇzeny v prostoru od n´abˇeˇzn´e hrany kˇr´ıdla do hlavn´ıho nosn´ıku mezi koˇrenov´ym a druh´ym ˇzebrem.
Obr´azek 2.2: Rozvrˇzen´ı prostor˚u v kˇr´ıdle
Pro splnˇen´ı poˇzadavku na zvˇetˇsen´ı objemu n´adrˇz´ı byl zjiˇst’ov´an objem dutin v kˇr´ıdle, kter´e vyhovuj´ı na uloˇzen´ı potˇrebn´eho mnoˇzstv´ı paliva. Prostor pro uloˇzen´ı paliva byl volen tak, aby neomezoval funkci jin´ych syst´em˚u, kter´e jsou uloˇzeny v kˇr´ıdle.
V´ysledn´e zvolen´e prostory pro um´ıstˇen´ı n´adrˇz´ı jsou na obr´azku 2.2 zobrazeny ˇcervenou a modrou barvou. ˇCervenˇe jsou zv´yraznˇeny novˇe zvolen´e prostory, modˇre prostory z p˚uvodn´ı verze.
Um´ıstˇen´ı palivov´ych n´adrˇz´ı u konce kˇr´ıdla m´a pˇr´ızniv´y vliv na zat´ıˇzen´ı. Vztlakov´a s´ıla a zejm´ena ohybov´y moment p˚usob´ıc´ı v m´ıstˇe uchycen´ı kˇr´ıdla k trupu, je sn´ıˇzen vlivem t´ıhy paliva um´ıstˇen´eho na konci kˇr´ıdla. Nev´yhodou um´ıstˇen´ı palivov´ych n´adrˇz´ı je zhorˇsen´ı man´evrovac´ıch schopnost´ı letounu, respektive zv´yˇsen´ı momentu setrvaˇcnosti k pod´eln´e ose.
2.3. Aerodynamick´e charakteristiky
Objemy a jejich oznaˇcen´ı dle obr´azku 2.2 jsou shrnuty v tabulce 2.3. N´ahradn´ı objemy dutin byly vytvoˇreny a zmˇeˇreny pomoc´ı programu NX.
Tabulka 2.3: Vyuˇziteln´e prostory pro uloˇzen´ı paliva
Oznaˇcen´ı prostoru a b c d e celkem
Objem [l] 107,9 40,6 40,9 72,7 38,1 300,2
V dalˇs´ım n´avrhu nen´ı uvaˇzov´ano vyuˇzit´ı prostoru na palivo v koncov´ych vˇretenech. Mnoˇzstv´ı paliva, kter´e by bylo moˇzn´e uloˇzit do vˇsech vyˇsetˇrovan´ych prostor˚u, v´yraznˇe pˇrevyˇsuje poˇzada- vek. Pro dalˇs´ı v´ypoˇcet jsou tedy zvoleny prostory pro uloˇzen´ı paliva na obr´azku 2.2 oznaˇcen´e jako a, b, c, d.
V´ysledn´y souˇcet zvolen´ych objem˚u a, b, c, d - celkem 262 l splˇnuje a pˇrevyˇsuje poˇzadavek na um´ıstˇen´ı 180–240 l paliva.
2.3 Aerodynamick´ e charakteristiky
2.3.1 Z´akladn´ı aerodynamick´e charakteristiky letounu
V tabulce n´ıˇze jsou uvedeny z´akladn´ı aerodynamick´e charakteristiky letounu pˇrevzat´e ze zpr´avy [12].
Tabulka 2.4: Z´akladn´ı aerodynamick´e charakteristiky letounu UL-39 Albi II
max. souˇcinitel vztlaku letounu bez klapek 1,699
max. souˇcinitel vztlaku letounu s vych´ylen´ymi klapkami – 15◦ 1,918 max. souˇcinitel vztlaku letounu s vych´ylen´ymi klapkami – 35◦ 2,299 stoup´an´ı vztlakov´e ˇc´ary kˇr´ıdla bez klapek 4,161 1/rad stoup´an´ı vztlakov´e ˇc´ary kˇr´ıdla s vych´ylen´ymi klapkami – 15◦ 5,028 1/rad stoup´an´ı vztlakov´e ˇc´ary kˇr´ıdla s vych´ylen´ymi klapkami – 35◦ 5,147 1/rad
´
uhel nulov´eho vztlaku kˇr´ıdla bez klapek −3, 6◦
´
uhel nulov´eho vztlaku kˇr´ıdla s vych´ylen´ymi klapkami – 15◦ −8, 5◦
´
uhel nulov´eho vztlaku kˇr´ıdla s vych´ylen´ymi klapkami – 35◦ −13, 7◦
souˇcinitel klopiv´eho momentu letounu bez VOP -0,0939
souˇcinitel klopiv´eho momentu letounu bez VOP s vych´ylen´ymi klapkami – 15◦ -0,283 souˇcinitel klopiv´eho momentu letounu bez VOP s vych´ylen´ymi klapkami – 35◦ -0,51
2.3.2 Rozloˇzen´ı aerodynamick´ych souˇcinitel˚u po polorozpˇet´ı kˇr´ıdla
V grafech n´ıˇze jsou zobrazeny rozloˇzen´ı aerodynamick´ych souˇcinitel˚u po polorozpˇet´ı kˇr´ıdla. Tyto z´avislosti byly pˇrevzaty z [11].
Obr´azek 2.3: Rozloˇzen´ı lok´aln´ıho souˇcinitele vztlaku pro nulov´y vztlak kˇr´ıdla Cl0
-0,060 -0,050 -0,040 -0,030 -0,020 -0,010 0,000 0,010 0,020 0,030 0,040 0,050
0,00 0,50 1,00 1,50 2,00 2,50 3,00 3,50
Cl0[1] z [m]
Obr´azek 2.4: Norm´an´ı rozloˇzen´ı souˇcinitele vztlaku po polorozpˇet´ı kˇr´ıdla Cln
0,000 0,200 0,400 0,600 0,800 1,000 1,200
0,00 0,50 1,00 1,50 2,00 2,50 3,00 3,50
Cln[1]
z [m]
Lok´aln´ı souˇcinitel klopiv´eho momentu pˇri nulov´em vztlaku byl pˇrevzat ze zpr´avy [11] Cm0=
−0, 0736.
2.3. Aerodynamick´e charakteristiky
N´ıˇze je zobrazena aerodynamick´a pol´ara kˇr´ıdla.
Obr´azek 2.5: Aerodynamick´a pol´ara kˇr´ıdla
-1,0 -0,8 -0,6 -0,4 -0,2 0,0 0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 1,2 1,4 1,6 1,8
0,00 0,02 0,04 0,06 0,08 0,10 0,12 0,14 0,16 0,18 0,20 0,22
CLW [1]
CDW [1]
3. Poˇ zadavky stavebn´ıch pˇ redpis˚ u
Letoun UL-39 Albi byl navrˇzen pro provoz v kategorii ultralehk´ych letoun˚u ˇr´ızen´ych aerodyna- micky, tedy ve shodˇe se stavebn´ım pˇredpisem UL 2. Tento letoun z´aroveˇn splˇnuje poˇzadavky pˇredpisu CS-VLA. Letoun UL-39 Albi II svou vzletovou kategori´ı jiˇz spad´a do kategorie nor- m´aln´ı, respektive pro tuto kategorii mus´ı b´yt splnˇeny poˇzadavky dan´e stavebn´ım pˇredpisem CS-23 – Amendment 5.
Evropsk´a agentura pro bezpeˇcnost letectv´ı zveˇrejnila dne 23.6.2016 rozhodnut´ı o reorganizaci pˇredpisu CS-23[5]. U tohoto rozhodnut´ı jsou uvedeny AMC normy, kter´e poskytuj´ı pˇrijateln´e zp˚usoby pr˚ukazu souladu s poˇzadavky pˇredpisu CS-23 – Amendment 5. AMC normy k pˇred- pisu CS-23 uv´adˇej´ı, ˇze certifikaˇcn´ı specifikace a AMC normy pro velmi lehk´e letouny CS-VLA se povaˇzuj´ı za pˇrijateln´y prostˇredek k prok´az´an´ı souladu s CS-23 – Amendment 5 v rozsahu definovan´em v CS-VLA 1
”Platnost”a CS-VLA 3
”Kategorie letoun˚u”. CS-23 – Amendment 3 se povaˇzuje za pˇrijateln´y prostˇredek k prok´az´an´ı souladu s CS-23 – Amendment 5.
V t´eto kapitole jsou vyps´any ´useky potˇrebn´e pro v´ypoˇcet zat´ıˇzen´ı dle pˇredpisu CS-23 – Amendment 5 [1] a CS-23 – Amendment 3 [2].
3.1 Platnost a kategorie letounu
3.1.1 Pˇredpis CS-23
CS 23.2000 Platnost Tento pˇredpis letov´e zp˚usobilosti v norm´aln´ı kategorii (normal) plat´ı pro letouny v uspoˇr´ad´an´ı s devaten´acti nebo m´enˇe sedadly mimo sedadla pilot˚u a se schv´alenou maxim´aln´ı vzletovou hmotnost´ı 8 618 kg (19 000 lb) nebo niˇzˇs´ı.
CS 23.2005 Kategorie letoun˚u Letoun UL-39 Albi II patˇr´ı dle pˇredpisu CS-23 do kategorie 1 – letouny v uspoˇr´ad´an´ım s 0 aˇz 1 sedadly mimo sedadla pilot˚u a do kategorie pomal´e rychlosti – pro letouny s maxim´aln´ı n´avrhovou cestovn´ı rychlost´ı vN O a maxim´aln´ı provozn´ı rychlosti vM O ≤250 knots = 463 km/h. D´ale patˇr´ı do akrobatick´e kategorie, kde je proveden´ı jak´ehokoliv man´evru bez omezen´ı, kromˇe tˇech omezen´ı, kter´e jsou uvedeny v ˇc´asti G pˇredpisu CS-23 – Amendment 5 [1].
3.1.2 Pˇredpis CS-VLA [3]
CS-VLA 1 Platnost
”Tento pˇredpis letov´e zp˚usobilosti plat´ı pro letouny s jedn´ım motorem (z´aˇzehov´ym nebo vznˇetov´ym) maj´ıc´ı ne v´ıce neˇz dvˇe sedadla, s maxim´aln´ı certifikovanou vzletovou hmotnost´ı ne v´ıce neˇz 750 kg a p´adovou rychlost´ı v pˇrist´avac´ı konfiguraci ne vyˇsˇs´ı neˇz 83 km/h (45 uzl˚u)(CAS), kter´e jsou schv´aleny pouze pro denn´ı VFR lety (Viz AMC VLA 1).”
CS-VLA 3 Kategorie letoun˚u
”Tyto CS-VLA plat´ı pro letouny urˇcen´e pouze pro neakro- batick´y provoz. Neakrobatick´y provoz zahrnuje:
(a) Vˇsechny obraty moˇzn´e pˇri norm´aln´ım letu;
(b) P´ady (s v´yjimkou ostr´ych p´ad˚u); a
3.2. Souˇcinitel bezpeˇcnosti, pevnost a deformace [2]
(c) Horizont´aln´ı osmy, sv´ıˇcky a ostr´e zat´aˇcky s ´uhlem n´aklonu ne vyˇsˇs´ım neˇz 60◦.”
Vzhledem k tomu, ˇze CS-VLA 1
”Platnost”a CS-VLA 3
”Kategorie letoun˚u”nejsou splnˇeny pro letoun UL-39 Albi II, bude d´ale uvaˇzov´an pouze pˇredpis CS-23.
3.2 Souˇ cinitel bezpeˇ cnosti, pevnost a deformace [2]
CS 23.303 Souˇcinitel bezpeˇcnosti
”Pokud nen´ı stanoveno jinak, mus´ı b´yt pouˇz´ıv´an souˇci- nitel bezpeˇcnosti hodnoty 1,5.”
CS 23.305 Pevnost a deformace
(a) ”Konstrukce mus´ı b´yt schopna sn´aˇset provozn´ı zat´ıˇzen´ı bez v´yskytu ˇskodliv´ych trval´ych deformac´ı. Pˇri kaˇzd´em zat´ıˇzen´ı aˇz do provozn´ıho zat´ıˇzen´ı nesm´ı deformace naruˇsit bezpeˇcn´y provoz.”
(b) ”Konstrukce mus´ı b´yt schopna sn´aˇset poˇcetn´ı zat´ıˇzen´ı bez poruˇsen´ı po dobu nejm´enˇe 3 sekund, mimo lok´aln´ı poruchy nebo konstrukˇcn´ı nestability, kter´e se vyskytnou v rozmez´ı provozn´ıho a poˇcetn´ıho zat´ıˇzen´ı, ale kter´e jsou pˇr´ıpustn´e jen v pˇr´ıpadˇe, ˇze konstrukce odol´a poˇzadovan´emu poˇcetn´ımu zat´ıˇzen´ı po dobu nejm´enˇe 3 sekund. Pokud je ale pr˚ukaz pev- nosti prov´adˇen dynamick´ymi zkouˇskami napodobuj´ıc´ımi skuteˇcn´e podm´ınky zat´ıˇzen´ı, doba 3 sekund se neuplatˇnuje.”
3.3 Speci´ aln´ı souˇ cinitel´ e bezpeˇ cnosti [2]
CS 23.619 Zvl´aˇstn´ı souˇcinitele
”Souˇcinitel bezpeˇcnosti stanoven´y v CS 23.303 mus´ı b´yt n´asoben nejvyˇsˇs´ımi pˇr´ısluˇsn´ymi zvl´aˇstn´ımi souˇciniteli bezpeˇcnosti stanoven´ymi v CS 23.621 aˇz 23.625 pro kaˇzdou ˇc´ast konstrukce, jej´ıˇz pevnost:
(1) Je nejist´a;
(2) Se pravdˇepodobnˇe zhorˇs´ı bˇehem provozu pˇred bˇeˇznou pl´anovanou v´ymˇenou; nebo
(3) M´a znaˇcn´y rozptyl v d˚usledku nejistot ve v´yrobn´ım procesu nebo v kontroln´ıch postupech.”
CS 23.623 Souˇcinitele pro uloˇzen´ı
(a) ”Kaˇzd´a souˇc´ast, kter´a m´a v˚uli (voln´e uloˇzen´ı) a je vystavena r´az˚um nebo vibrac´ım, mus´ı m´ıt dostateˇcnˇe velk´y souˇcinitel pro uloˇzen´ı respektuj´ıc´ı vlivy norm´aln´ıho vz´ajemn´eho pohybu.”
(b) ”U z´avˇes˚u ˇr´ıdic´ıch ploch a spoj˚u syst´emu ˇr´ızen´ı postaˇc´ı ke splnˇen´ı poˇzadavk˚u odstavce (a) vyhovˇen´ı souˇcinitel˚um stanoven´ym v CS 23.657 a 23.693.”
CS 23.625 Souˇcinitele pro spoje
”Na kaˇzd´e spoje (ˇc´ast nebo koncovka pouˇzit´e ke spojen´ı jedn´e ˇc´asti konstrukce ke druh´e) se vztahuj´ı n´asleduj´ıc´ı poˇzadavky:
(a) Pro kaˇzd´y spoj, jehoˇz pevnost nen´ı ovˇeˇrena zkouˇskami provozn´ım a poˇcetn´ım zat´ıˇzen´ım napodobuj´ıc´ımi skuteˇcn´e nam´ah´an´ı spoje a pˇrilehl´e konstrukce, mus´ı b´yt pouˇzit souˇcinitel pro spoje alespoˇn 1,15 pro kaˇzdou ˇc´ast:
(1) spoje;
(2) prostˇredku uchycen´ı; a (3) uloˇzen´ı spojen´ych ˇc´ast´ı.
(b) Souˇcinitel pro spoje se nemus´ı pouˇz´ıt pro n´avrhy spoj˚u zaloˇzen´e na d˚ukladn´ych podkladech ze zkouˇsek (jako jsou souvisl´e kovov´e pˇrepl´atovan´e spoje, svaˇrovan´e spoje a ˇsikm´e spoje ve dˇrevˇe).
(c) U kaˇzd´eho integr´aln´ıho spoje mus´ı b´yt ˇc´ast povaˇzov´ana za spojovac´ı aˇz k bodu, ve kter´em se vlastnosti pr˚uˇrezu st´avaj´ı typick´ymi pro dan´y ˇclen.
(d) U kaˇzd´eho sedadla, leh´atka, bezpeˇcnostn´ıho p´asu a popruhu mus´ı b´yt prok´az´ano v´ypoˇctem, zkouˇskou nebo oboj´ım, ˇze jejich pˇripevnˇen´ı ke konstrukci je schopno pˇren´aˇset setrvaˇcn´e s´ıly, stanoven´e v CS 23.561 a vyn´asoben´e souˇcinitelem pro spoje 1,33.”
3.4 Letov´ a zat´ıˇ zen´ı, n´ avrhov´ e rychlosti letu [2]
CS 23.331 Symetrick´e letov´e podm´ınky
(a) ”Pˇrimˇeˇren´e vyvaˇzuj´ıc´ı zat´ıˇzen´ı vodorovn´ych ocasn´ıch ploch mus´ı b´yt vypoˇc´ıt´ano racion´al- n´ım nebo konzervativn´ım zp˚usobem, kter´y stanov´ı zat´ıˇzen´ı kˇr´ıdla a line´arn´ı setrvaˇcn´e zat´ı- ˇ
zen´ı, odpov´ıdaj´ıc´ı vˇsem symetrick´ym letov´ym pˇr´ıpad˚um uveden´ym v CS 23.331 aˇz 23.341.
(b) Pˇr´ır˚ustky zat´ıˇzen´ı vodorovn´ych ocasn´ıch ploch od obrat˚u a poryv˚u mus´ı b´yt uvedeny do rov- nov´ahy ´uhlov´ymi setrvaˇcn´ymi silami letounu racion´aln´ım nebo konzervativn´ım zp˚usobem.
(c) Pˇri stanoven´ı letov´ych zat´ıˇzen´ı mus´ı b´yt vzato v ´uvahu vz´ajemn´e ovlivnˇen´ı aerodynamick´ych ploch.
CS 23.333 Letov´a ob´alka
(a) ”Vˇseobecnˇe. Pevnostn´ı poˇzadavky t´eto Hlavy mus´ı b´yt splnˇeny pro kaˇzdou kombinaci rych- losti letu a n´asobku zat´ıˇzen´ı v r´amci letov´e ob´alky vˇcetnˇe jejich hranic (podobn´e t´e, kter´a je zn´azornˇena v pododstavci (d)), kter´a pˇredstavuje ob´alku letov´eho zat´ıˇzen´ı v podm´ınk´ach urˇcen´ych podm´ınkami obrat˚u uveden´ymi v pododstavci (b) a podm´ınkami poryv˚u uveden´ymi v pododstavci (c).”
(b) ”Obratov´a ob´alka. Pˇredpokl´ad´a se, ˇze kromˇe pˇr´ıpad˚u, kter´e jsou omezeny maxim´aln´ımi (sta- tick´ymi) souˇciniteli vztlaku, je letoun vystaven symetrick´ym obrat˚um, ze kter´ych vyplynou n´asleduj´ıc´ı provozn´ı n´asobky zat´ıˇzen´ı:
(1) Kladn´y n´asobek zat´ıˇzen´ı pˇri obratech, jak je stanoven v CS 23.337 pˇri vˇsech rychlostech aˇz do VD;
(2) Z´aporn´y n´asobek zat´ıˇzen´ı pˇri obratech, jak je stanoven v CS 23.337 pˇri rychlosti VC; (3) N´asobky mˇen´ıc´ı se line´arnˇe s rychlost´ı od stanoven´e hodnoty pˇri VC do 0,0 pˇri VD – pro letouny kategorie norm´aln´ı a pro sbˇernou dopravu; a do -1,0 pˇri VD – pro letouny kategorie akrobatick´a a cviˇcn´a.”
(c) ”Poryvov´a ob´alka
(1) Pˇredpokl´ad´a se, ˇze letoun je ve vodorovn´em letu vystaven symetrick´ym vertik´aln´ım poryv˚um. V´ysledn´e provozn´ı n´asobky zat´ıˇzen´ı mus´ı odpov´ıdat tˇemto podm´ınk´am:
(i) Pˇri rychlosti VC mus´ı b´yt vzaty v ´uvahu kladn´e (nahoru) i z´aporn´e (dol˚u) poryvy o rychlosti 50 ft/s od nulov´e v´yˇsky do v´yˇsky 6 096 m (20 000 ft) nad hladinou moˇre. Rychlost poryvu sm´ı b´yt line´arnˇe sniˇzov´ana z 50 ft/s v nadmoˇrsk´e v´yˇsce 6 096 m (20 000 ft) na hodnotu 25 ft/s ve v´yˇsce 15 240 m (50 000 ft); a
3.4. Letov´a zat´ıˇzen´ı, n´avrhov´e rychlosti letu [2]
(ii) Pˇri rychlosti VD mus´ı b´yt vzaty v ´uvahu kladn´e i z´aporn´e poryvy o intenzitˇe 25 ft/s od nulov´e v´yˇsky do v´yˇsky 6 096 m (20 000 ft) nad hladinou moˇre. Rychlost poryvu sm´ı b´yt line´arnˇe sniˇzov´ana z 25 ft/s v nadmoˇrsk´e v´yˇsce 6 096 m (20 000 ft) na hodnotu 12,5 ft/s ve v´yˇsce 15 240 m (50 000 ft).
(iii) Nav´ıc u letoun˚u kategorie pro sbˇernou dopravu mus´ı b´yt vzaty v ´uvahu kladn´e (nahoru) a z´aporn´e (dol˚u) poryvy v turbulentn´ım ovzduˇs´ı o rychlosti 66 ft/s pˇri rychlosti VB od nulov´e v´yˇsky do 6 096 m (20 000 ft) nad hladinou moˇre. Rychlost poryvu se sm´ı sniˇzovat line´arnˇe z 66 ft/s v nadmoˇrsk´e v´yˇsce 6 096 m (20 000 ft) na hodnotu 38 ft/s ve v´yˇsce 15 240 m (50 000 ft).
(2) Mus´ı b´yt splnˇeny n´asleduj´ıc´ı pˇredpoklady:
(i) Poryv m´a tvar:
U = Ude 2 ·
1 − cos2πs 25¯c
(3.1) kde:
s = vzd´alenost vl´etnut´ı do poryvu (ft);
c¯ = stˇredn´ı geometrick´a tˇetiva kˇr´ıdla (ft); a
Ude = rychlost poryvu odvozen´a podle pododstavce (1) line´arnˇe s rych- lost´ı mezi VC a VD
(ii) N´asobky zat´ıˇzen´ı pˇri poryvu se mezi rychlost´ı VC a VD mˇen´ı line´arnˇe.”
(d) ”Letov´a ob´alka”
Obr´azek 3.1: Letov´a ob´alka [2]
CS 23.335 N´avrhov´e rychlosti letu
”S v´yjimkou ´udaj˚u uveden´ych v pododstavci (a)(4) jsou zvolen´e n´avrhov´e rychlosti ekvivalentn´ı rychlosti letu (EAS).
(a) N´avrhov´a cestovn´ı rychlost VC. Pro VC plat´ı n´asleduj´ıc´ı ustanoven´ı:
(1) VC (v uzlech) nesm´ı b´yt menˇs´ı neˇz:
(i) 33 pW/S (pro letouny kategorie norm´aln´ı, cviˇcn´a a pro sbˇernou dopravu); a (ii) 36pW/S (pro letouny kategorie akrobatick´a). kde W/S = ploˇsn´e zat´ıˇzen´ı kˇr´ıdla
pˇri maxim´aln´ı n´avrhov´e vzletov´e hmotnosti lb/ft2.
(2) Pro hodnoty W/S vˇetˇs´ı neˇz 20 mohou b´yt souˇcinitele (33 a 36) sn´ıˇzeny line´arnˇe s W/S na hodnotu 28,6 pro W/S = 100.
(3) VC nemus´ı b´yt v nulov´e nadmoˇrsk´e v´yˇsce vˇetˇs´ı neˇz 0,9 VH.
(4) V nadmoˇrsk´ych v´yˇsk´ach, ve kter´ych je stanovena rychlost prostˇrednictv´ım MD, m˚uˇze b´yt zvolena hodnota cestovn´ı rychlosti omezen´a stlaˇcitelnost´ı, MC.
(b) N´avrhov´a rychlost strm´eho letu VD. Pro VD plat´ı n´asleduj´ıc´ı ustanoven´ı:
(1) VD/MD nesm´ı b´yt menˇs´ı neˇz 1,25 VC/MC;a
(2) Je-li VCmin minim´aln´ı poˇzadovan´a n´avrhov´a cestovn´ı rychlost, nesm´ı b´yt VD menˇs´ı neˇz:
(i) 1,40 VCmin pro letouny kategorie norm´aln´ı a pro sbˇernou dopravu;
(ii) 1,50 VCmin pro letouny kategorie cviˇcn´a; a (iii) 1,55 VCmin pro letouny kategorie akrobatick´a.
(3) Pro hodnoty W/S vˇetˇs´ı neˇz 20 mohou b´yt souˇcinitel´e u VCmin uv´adˇen´e v pododstavci (2) sn´ıˇzeny line´arnˇe s W/S na hodnotu 1,35 pro W/S = 100.
(4) Vyhovˇen´ı poˇzadavk˚um uveden´ym v pododstavc´ıch (1) a (2) nen´ı nutn´e prokazovat v tom pˇr´ıpadˇe, je-li VD/MD zvolena tak, ˇze nejmenˇs´ı hodnota v rozpˇet´ı rychlost´ı mezi VC/MC a VD/MD je vˇetˇs´ı z n´asleduj´ıc´ıch hodnot:
(i) V´ysledn´a zv´yˇsen´ı rychlosti, kter´e vznikne, kdyˇz se letoun potlaˇc´ı z poˇc´ateˇcn´ıch podm´ınek ust´alen´eho letu pˇri VC/MC a polet´ı 20 sekund po dr´aze sklonˇen´e proti p˚uvodn´ı dr´aze letu o 7,5◦ dol˚u, a potom se vybere s n´asobkem zat´ıˇzen´ı 1,5 (pˇr´ı- r˚ustkem zrychlen´ı 0,5g). Aˇz do zah´ajen´ı vyb´ır´an´ı se mus´ı pˇredpokl´adat pouˇzit´ı nejm´enˇe 75% maxim´aln´ıho trval´eho v´ykonu u p´ıstov´ych motor˚u a maxim´aln´ıho cestovn´ıho v´ykonu u turb´ınov´ych motor˚u, nebo v´ykonu potˇrebn´eho pro dosaˇzen´ı VC/MC u obou druh˚u motor˚u v pˇr´ıpadˇe, ˇze je menˇs´ı; v tomto bodˇe (tj. pˇri zah´ajen´ı vyb´ır´an´ı) m˚uˇze b´yt v´ykon sn´ıˇzen a mohou b´yt pouˇzity pilotem ovl´adan´e prostˇredky ke zv´yˇsen´ı odporu; a
(ii) 0,05 Machova ˇc´ısla pro letouny kategorie norm´aln´ı, cviˇcn´a a akrobatick´a (v nad- moˇrsk´ych v´yˇsk´ach, ve kter´ych je stanovena MD);
(iii) 0,07 Machova ˇc´ısla pro letouny kategorie pro sbˇernou dopravu (v nadmoˇrsk´ych v´yˇsk´ach, ve kter´ych je stanovena MD), pokud nen´ı pouˇzito racion´aln´ı anal´yzy, zahrnuj´ıc´ı ´uˇcinky automatick´ych syst´em˚u, ke stanoven´ı niˇzˇs´ıho rozd´ılu hodnot.
Pokud je uˇzito racion´aln´ı anal´yzy, mus´ı b´yt nejmenˇs´ı hodnota rozd´ılu rychlost´ı dostateˇcn´a s ohledem na atmosf´erick´e zmˇeny (takov´e, jako horizont´aln´ı poryvy a pr˚unik tryskov´eho proudˇen´ı (jet stream) nebo studen´ych front), chyby pˇr´ıstroj˚u, odchylky pˇri v´yrobˇe draku letounu a nesm´ı b´yt niˇzˇs´ı neˇz 0,05 Machova ˇc´ısla.
(c) N´avrhov´a obratov´a rychlost VA. Pro VA plat´ı n´asleduj´ıc´ı ustanoven´ı:
(1) VA nesm´ı b´yt menˇs´ı neˇz Vs
√n , kde:
(i) Vs je vypoˇcten´a p´adov´a rychlost se zasunut´ymi vztlakov´ymi klapkami pˇri n´avr- hov´e hmotnosti obvykle stanoven´a pro maxim´aln´ı souˇcinitel norm´alov´e s´ıly le- tounu CN A; a
(ii) n je provozn´ı n´asobek zat´ıˇzen´ı pˇri obratech pouˇzit´y v n´avrhu.
3.4. Letov´a zat´ıˇzen´ı, n´avrhov´e rychlosti letu [2]
(2) Hodnota VA nemus´ı pˇrevyˇsovat hodnotu VC pouˇzitou v n´avrhu.
(d) N´avrhov´a rychlost pˇri maxim´aln´ı intenzitˇe poryv˚u VB. Pro VB plat´ı n´asleduj´ıc´ı ustanoven´ı:
(1) VB nesm´ı b´yt menˇs´ı neˇz rychlost stanoven´a pr˚useˇc´ıkem pˇr´ımek pˇredstavuj´ıc´ıch ma- xim´aln´ı kladn´y vztlak CN M AX a rychlost poryvu v turbulentn´ım ovzduˇs´ı v poryvov´em V-n diagramu, nebo VS1√
ng, podle toho, kter´a je menˇs´ı, kde:
(i) ng je kladn´y n´asobek zat´ıˇzen´ı letounu pˇri poryvu pˇri rychlosti VC (stanoven´y v souladu s CS 23.341) a s uvaˇzov´an´ım vybran´e hmotnosti;
(ii) VS1je p´adov´a rychlost se zasunut´ymi vztlakov´ymi klapkami s uvaˇzov´an´ım vybran´e hmotnosti.
(2) VB nemus´ı b´yt vˇetˇs´ı neˇz VC.”
CS 23.337 Provozn´ı n´asobky zat´ıˇzen´ı pˇri obratech
(a) ”Kladn´y provozn´ı n´asobek zat´ıˇzen´ı pˇri obratech (n) nesm´ı b´yt menˇs´ı neˇz:
(1)
2, 1 + 24000 W + 10000
pro letouny kategori´ı norm´aln´ı a pro sbˇernou dopravu (kde W = maxim´aln´ı n´avrhov´a vzletov´a hmotnost v lb), n nemus´ı b´yt vˇetˇs´ı neˇz 3,8;
(2) 4,4 pro letouny cviˇcn´e kategorie; nebo (3) 6,0 pro letouny akrobatick´e kategorie.
(b) Z´aporn´y provozn´ı n´asobek zat´ıˇzen´ı pˇri obratech nesm´ı b´yt menˇs´ı neˇz:
(1) 0,4kr´at kladn´y n´asobek – pro letouny kategorie norm´aln´ı, cviˇcn´a a pro sbˇernou do- pravu;
(2) 0,5kr´at kladn´y n´asobek – pro letouny akrobatick´e kategorie.
(c) Niˇzˇs´ı hodnoty provozn´ıch n´asobk˚u, neˇz jsou stanoveny v tomto odstavci, sm´ı b´yt pouˇzity, pokud konstrukˇcn´ı proveden´ı letounu znemoˇzˇnuje stanoven´e hodnoty n´asobk˚u pˇrekroˇcit za letu.”
CS 23.341 N´asobky zat´ıˇzen´ı pˇri poryvech
(a) ”Kaˇzd´y letoun mus´ı b´yt navrˇzen pro zat´ıˇzen´ı kaˇzd´e nosn´e aerodynamick´e plochy zp˚usoben´e poryvy specifikovan´ymi v CS 23.333 (c).
(b) Poryvov´a zat´ıˇzen´ı pro konfigurace kachna nebo tandemov´e kˇr´ıdlo mus´ı b´yt vypoˇcteny pomoc´ı racion´aln´ı anal´yzy nebo smˇej´ı b´yt vypoˇcteny podle odstavce (c) tohoto odstavce s podm´ınkou, ˇ
ze v´ysledn´a ˇcist´a zat´ıˇzen´ı jsou konzervativn´ı s ohledem na krit´eria poryv˚u podle CS 23.333 (c).
(c) Nen´ı-li k dispozici racion´alnˇejˇs´ı v´ypoˇcet, mus´ı b´yt n´asobky zat´ıˇzen´ı pˇri poryvech vypoˇcteny n´asledovnˇe:
n = 1 ±kgρ0UdeV a
2(W/S) (3.2)
kde
kg= 5,3+µ0,88µg
g = zm´ırˇnuj´ıc´ı souˇcinitel poryvu;
µg= 2(W/S)
ρ ¯Cag = hmotnostn´ı pomˇer letounu;
Ude = odvozen´e rychlosti poryv˚u podle CS 23.333 (c) (m/s);
ρ0 = hustota vzduchu na hladinˇe moˇre (kg/m3);
W/S = ploˇsn´e zat´ıˇzen´ı kˇr´ıdla od hmotnosti letounu pˇri vybran´em pˇr´ıpadu zat´ıˇzen´ı (N/m2);
C¯ = stˇredn´ı geometrick´a tˇetiva (m);
g = gravitaˇcn´ı zrychlen´ı (m/s2);
V = ekvivalentn´ı rychlost letu letounu (EAS) (m/s); a;
a = sklon kˇrivky souˇcinitele norm´alov´e s´ıly CN A na radi´an, zavede-li se racion´aln´ı metodou souˇcasn´e p˚usoben´ı poryvov´ych zat´ıˇzen´ı na kˇr´ıdla a vodorovn´e ocasn´ı plochy. Sklon kˇrivky vztlaku kˇr´ıdla CL
na radi´an m˚uˇze b´yt pouˇzit, kdyˇz se poryvov´e zat´ıˇzen´ı pouˇzije pouze na kˇr´ıdla a poryvov´a zat´ıˇzen´ı vodorovn´ych ocasn´ıch ploch se berou jako zvl´aˇstn´ı pˇr´ıpad zat´ıˇzen´ı.”
CS 23.343 N´avrhov´e zat´ıˇzen´ı palivem
(a) ”Uvaˇzovan´e kombinace zat´ıˇzen´ı mus´ı zahrnovat vˇsechna zat´ıˇzen´ı palivem od nulov´eho po maxim´aln´ı zat´ıˇzen´ı palivem.
(b) Je-li palivo neseno v kˇr´ıdlech, mus´ı b´yt stanovena maxim´aln´ı dovolen´a hmotnost letounu s pr´azdn´ymi palivov´ymi n´adrˇzemi (n´adrˇz´ı) v kˇr´ıdlech jako
”maxim´aln´ı hmotnost s nulov´ym mnoˇzstv´ım paliva v kˇr´ıdle”, jestliˇze je menˇs´ı neˇz maxim´aln´ı hmotnost letounu.”
CS 23.345 Zaˇr´ızen´ı pro zv´yˇsen´ı vztlaku
(a) ”Jsou-li na letounu pouˇzity vztlakov´e klapky nebo podobn´a zaˇr´ızen´ı pro zv´yˇsen´ı vztlaku, po- uˇz´ıvan´a pˇri vzletu, pˇribl´ıˇzen´ı na pˇrist´an´ı nebo pˇri pˇrist´an´ı, pˇredpokl´ad´a se, ˇze letoun s ´uplnˇe vysunut´ymi vztlakov´ymi klapkami pˇri rychlosti VF bude vystaven symetrick´ym obrat˚um a poryv˚um v rozsahu dan´em n´asleduj´ıc´ımi podm´ınkami:
(1) obraty do kladn´eho provozn´ıho n´asobku zat´ıˇzen´ı 2,0; a
(2) kladn´e a z´aporn´e poryvy o rychlosti 7,62 m/s (25 ft/s) p˚usob´ıc´ı kolmo na dr´ahu letu pˇri vodorovn´em letu.
(b) Uvaˇzovan´a hodnota rychlosti VF nesm´ı b´yt menˇs´ı neˇz 1,4 VS, nebo 1,8 VSF (vol´ı se hodnota, kter´a je vˇetˇs´ı), kde:
(1) VS je vypoˇcten´a p´adov´a rychlost se zasunut´ymi vztlakov´ymi klapkami pˇri n´avrhov´e hmotnosti; a
(2) VSF je vypoˇcten´a p´adov´a rychlost s plnˇe vysunut´ymi vztlakov´ymi klapkami pˇri n´avr- hov´e hmotnosti.
Jestliˇze je vˇsak pouˇzito automatick´e zaˇr´ızen´ı omezuj´ıc´ı zat´ıˇzen´ı vztlakov´ych klapek, m˚uˇze b´yt letoun navrˇzen pro kombinace rychlosti letu a polohy vztlakov´ych klapek, kter´e toto zaˇr´ızen´ı dovoluje.
(c) Pˇri urˇcov´an´ı vnˇejˇs´ıch zat´ıˇzen´ı letounu jako celku mohou b´yt tah vrtule, vrtulov´y proud i klopiv´e zrychlen´ı povaˇzov´any za nulov´e.
3.4. Letov´a zat´ıˇzen´ı, n´avrhov´e rychlosti letu [2]
(d) Vztlakov´e klapky, jejich ovl´adac´ı mechanismus a jejich nosn´a konstrukce mus´ı b´yt navrˇzeny pro podm´ınky uveden´e v pododstavci (a). Nav´ıc jsou-li vztlakov´e klapky plnˇe vysunuty pˇri VF, mus´ı b´yt pˇri v´ypoˇctu zvl´aˇst’ uvaˇzov´any n´asleduj´ıc´ı podm´ınky:
(1) ˇCeln´ı poryvy o rychlosti 7,6 m/s (25 ft/s) (EAS), kombinovan´e s vrtulov´ym proudem odpov´ıdaj´ıc´ım 75% maxim´aln´ıho trval´eho v´ykonu motoru; a
(2) ´Uˇcinek vrtulov´eho proudu odpov´ıdaj´ıc´ıho maxim´aln´ımu vzletov´emu v´ykonu motoru.”
CS 23.347 Nesymetrick´e letov´e podm´ınky
(a) ”Pˇredpokl´ad´a se, ˇze letoun je vystaven nesymetrick´ym letov´ym podm´ınk´am podle CS 23.349 a 23.351. Nevyv´aˇzen´e aerodynamick´e momenty kolem tˇeˇziˇstˇe mus´ı b´yt vyrovn´any racion´al- n´ım nebo konzervativn´ım zp˚usobem s uvaˇzov´an´ım z´akladn´ıch hmot, kter´e vyvozuj´ı reakˇcn´ı setrvaˇcn´e s´ıly.
(b) Letouny akrobatick´e kategorie schv´alen´e pro prov´adˇen´ı rychl´ych (kopan´ych) obrat˚u (v´y- krut˚u) mus´ı b´yt konstruov´any pro dalˇs´ı asymetrick´a zat´ıˇzen´ı, p˚usob´ıc´ı na kˇr´ıdla a vodorovn´e ocasn´ı plochy.”
CS 23.349 Podm´ınky klonˇen´ı
”Konstrukce kˇr´ıdla a jeho vyztuˇzen´ı mus´ı b´yt navrˇzeny pro n´asleduj´ıc´ı podm´ınky zat´ıˇzen´ı:
(a) Nesymetrick´e zat´ıˇzen´ı kˇr´ıdel pro pˇr´ısluˇsnou kategorii letounu. Jestliˇze z tˇechto hodnot vy- pl´yvaj´ı nere´aln´a zat´ıˇzen´ı, kloniv´a zrychlen´ı smˇej´ı b´yt z´ısk´ana n´asleduj´ıc´ı modifikac´ı symet- rick´ych letov´ych podm´ınek podle CS 23.333 (d):
(1) Pro akrobatickou kategorii se pˇredpokl´ad´a, ˇze v bodech A a F ob´alky p˚usob´ı 100%
aerodynamick´eho zat´ıˇzen´ı poloviny rozpˇet´ı kˇr´ıdla na jedn´e stranˇe letounu od roviny symetrie, a 60% tohoto zat´ıˇzen´ı na druh´e stranˇe; a
(2) Pro letouny kategorie norm´aln´ı, cviˇcn´a a pro sbˇernou dopravu se pˇredpokl´ad´a, ˇze v podm´ınce A ob´alky p˚usob´ı 100% aerodynamick´eho zat´ıˇzen´ı poloviny rozpˇet´ı kˇr´ıdla na jedn´e stranˇe letounu, a 75% tohoto zat´ıˇzen´ı na druh´e stranˇe.
(b) Zat´ıˇzen´ı, vznikaj´ıc´ı od vych´ylen´ı kˇrid´elek a rychlost´ı stanoven´ych podle CS 23.455 v kombi- naci s n´asobkem zat´ıˇzen´ı letounu o velikosti nejm´enˇe dvou tˇretin kladn´eho n´asobku zat´ıˇzen´ı pˇri obratech, kter´y byl pouˇzit pˇri n´avrhu. Jestliˇze n´asleduj´ıc´ı hodnoty vedou na nere´aln´a za- t´ıˇzen´ı, sm´ı b´yt ´uˇcinek pohybu kˇrid´elek na krut kˇr´ıdla zapoˇc´ıt´an pˇriˇcten´ım n´asleduj´ıc´ıho pˇr´ı- r˚ustku k z´akladn´ımu souˇciniteli v´ysledn´eho momentu profilu nosn´e plochy na ˇc´asti rozpˇet´ı kˇr´ıdla s kˇrid´elky u kritick´e podm´ınky stanoven´e podle CS 23.333 (d):
∆Cm = −0, 01δ kde: ∆Cm je pˇr´ır˚ustek souˇcinitele v´ysledn´eho momentu; a
δje v´ychylka kˇrid´elka smˇerem dol˚u ve stupn´ıch u kritick´e podm´ınky.”
4. Letov´ a zat´ıˇ zen´ı
V´ypoˇcet zat´ıˇzen´ı kˇr´ıdla uveden v t´eto kapitole byl proveden v souladu s pˇredpisem CS-23 [2].
Useky pˇ´ redpisu potˇrebn´e pro tento v´ypoˇcet jsou uvedeny v pˇredchoz´ı kapitole.
4.1 Hmotnostn´ı charakteristiky
Pro sestaven´ı hmotnostn´ı ob´alky letounu je potˇreba vyj´adˇrit hmotnosti a polohy tˇeˇziˇst’ pr´azd- n´eho letounu a variabiln´ıch poloˇzek (pos´adka a palivo).
V tabulce n´ıˇze jsou zobrazeny hmotnosti a polohy tˇeˇziˇst’ jednotliv´ych poloˇzek.
Tabulka 4.1: Hmotnostn´ı parametry letounu Poloˇzka m [kg] x [m]
Pr´azdn´y letoun 517,5 4,615 Pilot 1 (pˇredn´ı) 65–100 3,120 Pilot 2 (zadn´ı) 65–100 4,100 Palivov´a n´adrˇz a 83,6 4,074 Palivov´a n´adrˇz b 31,5 4,096 Palivov´a n´adrˇz c 31,7 4,115 Palivov´a n´adrˇz d 56,3 4,438
Hmotnost pr´azdn´eho letounu byla odhadnuta na z´akladˇe zadan´e maxim´aln´ı n´avrhov´e hmot- nosti letounu, celkov´e nejvyˇsˇs´ı hmotnosti paliva a pilot˚u. Hmotnosti a polohy tˇeˇziˇst’ palivov´ych n´adrˇz´ı znaˇcen´ych dle obr´azku 2.2 byly stanoveny z 3D modelu pomoc´ı programu NX. Pro tento v´ypoˇcet zat´ıˇzen´ı jiˇz byly zvoleny konkr´etn´ı prostory v kˇr´ıdle (oznaˇcen´e a, b, c, d), nebot’ pro ulo- ˇzen´ı poˇzadovan´eho mnoˇzstv´ı paliva nen´ı potˇreba vyuˇz´ıt vˇsechny prostory urˇcen´e v kapitole 2.
Zvolen´e prostory pro n´adrˇze maj´ı celkov´y objem 262 l, coˇz pˇri hustotˇe benz´ınu 0, 75 kg/dm3 odpov´ıd´a 196, 5 kg paliva.
Uveden´e polohy tˇeˇziˇst’ jsou vztaˇzeny k souˇradnicov´emu syst´emu, kter´y je zobrazen n´ıˇze.
Hmotnosti a polohy tˇeˇziˇst’ pr´azdn´eho letounu a pilot˚u byly zad´any. Rozsahy hmotnost´ı pilotu plat´ı s omezen´ım, ˇze celkov´a hmotnost obou pilot˚u nemus´ı pˇres´ahnout 176 kg (tato hmotnost je d´ana pˇredpisem CS 23). D´ale byla zad´ana poloha xbSAT a d´elka stˇredn´ı aerodynamick´e tˇetivy bSAT:
bSAT = 1, 306 m
xbSAT = 3, 945 m
Pˇri sestavov´an´ı hmotnostn´ı ob´alky letounu jsou urˇceny r˚uzn´e kombinace poloˇzek uveden´ych v tabulce 4.1. Ub´yv´an´ı paliva v pr˚ubˇehu letu je uvaˇzov´ano od konc˚u kˇr´ıdel smˇerem k trupu.
Dle CS 23.25 je minim´aln´ı hmotnost letounu d´ana mnoˇzstv´ım paliva potˇrebn´eho na 1/2 hodinu provozu pˇri maxim´aln´ım trval´em v´ykonu, coˇz odpov´ıd´a 30 kg. Dle poˇzadavku CS 23.343 jsou uvaˇzov´any vˇsechny kombinace zat´ıˇzen´ı od nulov´eho po max. zat´ıˇzen´ı palivem.
4.1. Hmotnostn´ı charakteristiky
Obr´azek 4.1: Souˇradnicov´y syst´em [12]
Pro jednotliv´e letov´e konfigurace, je v´ysledn´a poloha tˇeˇziˇstˇe cel´eho letounu xT[m] vzhledem k poˇc´atku souˇradnicov´eho syst´emu urˇcena dle vztahu:
xT =
Pmi· xi Pmi
(4.1) Poloha tˇeˇziˇstˇe vztaˇzena k stˇredn´ı aerodynamick´e tˇetivˇe xT[%bSAT]:
xT[%bSAT] = (xT − xbSAT) · 100
bSAT (4.2)
V´ysledn´e polohy centr´aˇze pro jednotliv´e letov´e konfigurace lze vidˇet na obr´azku n´ıˇze.
Obr´azek 4.2: Hmotnostn´ı ob´alka letounu
500 550 600 650 700 750 800 850 900 950
26 31 36 41 46 51
m [kg]
xT[% bSAT]
Letové případy Prázdná hmotnost
40 45
15
46 52
39
Krajn´ı letov´e konfigurace vyznaˇcen´e na hmotnostn´ı ob´alce, kter´e jsou d´ale uvaˇzov´any pro v´ypoˇcet zat´ıˇzen´ı:
Tabulka 4.2: Hraniˇcn´ı body hmotnostn´ı ob´alky
Konf. pos´adka palivo m [kg] xT[m] xT[%bSAT]
15 pilot 1 - 65 kg + pilot 2 - 88 kg a+b+c+d 867 4,353 31,25 39 pilot 1 - 100 kg + pilot 2 - 76 kg a+b+c 835,5 4,3 27,15 40 pilot 1 - 100 kg + pilot 2 - 76 kg a+b+c+d 890 4,308 27,8 45 pilot 1 - 76 kg + pilot 2 - 100 kg a+b+c+d 890 4,334 29,82
46 pilot 1 - 65 kg ˇz´adn´e 582,5 4,448 38,53
52 pilot 1 - 100 kg ˇz´adn´e 617,5 4,373 32,76
4.2 Letov´ a ob´ alka
Vzorov´y v´ypoˇcet n´ıˇze je proveden pro letovou konfiguraci 40: maxim´aln´ı vzletov´a hmotnost.
Letov´a ob´alka je sestavena pro vˇsechny krajn´ı hmotnostn´ı konfigurace uveden´e v tabulce 4.2.
4.2.1 N´avrhov´e rychlosti letu
N´avrhov´e rychlosti letu jsou n´ıˇze stanoveny podle CS 23.335.
N´avrhov´a cestovn´ı rychlost VC Dle pˇredpisu VC (v uzlech) nesm´ı b´yt menˇs´ı neˇz: 36pW/S pro letouny kategorie akrobatick´a, kde W/S = ploˇsn´e zat´ıˇzen´ı kˇr´ıdla pˇri maxim´aln´ı n´avrhov´e vzletov´e hmotnosti lb/ft2. Pro maxim´aln´ı vzletovou hmotnost W = 890 kg = 1962,114 lb a plochu kˇr´ıdla S = 8,899 m2 = 95,788 ft2 tedy:
VCmin = 36 ·qW/S = 36 ·q1962, 114/95, 788 = 162, 9 kts = 301, 8 km/h (4.3) N´avrhov´a cestovn´ı rychlost VC je potom VC = 302 km/h.
N´avrhov´a rychlost strm´eho letu VD Dle pˇredpisu VD nesm´ı b´yt menˇs´ı neˇz 1, 55 · vcminpro letouny kategorie akrobatick´a.
VDmin= 1, 55 · Vcmin = 1, 55 · 162, 9 = 252, 5 kts = 467, 7 km/h (4.4) N´avrhov´a rychlost strm´eho letu VD je potom VD = 468 km/h.
N´avrhov´a obratov´a rychlost VA Dle pˇredpisu VAnesm´ı b´yt menˇs´ı neˇz VS·√
n, n je provozn´ı n´asobek zat´ıˇzen´ı pˇri obratech pouˇzit´y v n´avrhu a VS je vypoˇcten´a p´adov´a rychlost se zasunu- t´ymi vztlakov´ymi klapkami pˇri n´avrhov´e hmotnosti obvykle stanoven´a pro maxim´aln´ı souˇcinitel norm´alov´e s´ıly letounu, tedy:
VS=
s 2 · m · g CLmax· ρ · S =
s 2 · 890 · 9, 81
1, 699 · 1, 225 · 8, 899 = 110, 5 km/h (4.5) kde CLWmax je max. souˇcinitel vztlaku letounu bez klapek. N´avrhov´a min. obratov´a rychlost VA je potom tedy:
VAmin = VS·√
n = 110, 5 ·√
6 = 270, 8 km/h (4.6)
N´avrhov´a obratov´a rychlost VAje potom VA= 271 km/h.
4.2. Letov´a ob´alka
4.2.2 Provozn´ı n´asobky zat´ıˇzen´ı pˇri obratech Obratov´e n´asobky zat´ıˇzen´ı jsou n´ıˇze urˇceny dle CS 23.337.
Kladn´y provozn´ı n´asobek zat´ıˇzen´ı pˇri obratech (n) dle pˇredpisu nesm´ı b´yt menˇs´ı neˇz 6,0 pro letouny akrobatick´e kategorie.
Pˇri n´avrhu tohoto letounu je pˇredpokl´ad´an max. kladn´y provozn´ı n´asobek zat´ıˇzen´ı n = +6.
Z´aporn´y provozn´ı n´asobek zat´ıˇzen´ı pˇri obratech dle pˇredpisu nesm´ı b´yt menˇs´ı neˇz 0,5kr´at kladn´y n´asobek – pro letouny akrobatick´e kategorie, tedy: n = −0, 5 · 6 = −3.
Pˇri n´avrhu tohoto letounu je pˇredpokl´ad´an max. z´aporn´y provozn´ı n´asobek zat´ıˇzen´ı n = −3.
4.2.3 N´asobky zat´ıˇzen´ı pˇri poryvech
Podle CS 23.341 jsou n´asobky zat´ıˇzen´ı urˇceny n´asledovnˇe:
n = 1 ± kg· ρ0· Ude· V · CLα
2 · (W/S) (4.7)
µg = 2 · (W/S)
ρ · ¯c · CLα· g = 2(m/S)
ρ¯c · CLα = 2 · (890/8, 899)
1, 225 · 1, 265 · 4, 161 = 31, 021 (4.8)
kg = 0, 88 · µg
5, 3 + µg = 0, 88 · 31, 021
5, 3 + 31, 021 = 0, 752 (4.9)
kg je zm´ırˇnuj´ıc´ı souˇcinitel poryvu, µg je hmotnostn´ı pomˇer letounu,
Ude je odvozen´e rychlosti poryv˚u podle CS 23.333 (c) (m/s), ρ0 je hustota vzduchu na hladinˇe moˇre (kg/m3),
¯c je stˇredn´ı geometrick´a tˇetiva (m), g je gravitaˇcn´ı zrychlen´ı (m/s2),
W/S ploˇsn´e zat´ıˇzen´ı kˇr´ıdla od hmotnosti letounu pˇri vybran´em pˇr´ıpadu zat´ıˇzen´ı (N/m2),
V je ekvivalentn´ı rychlost letu letounu (EAS) (m/s) a CLα je smˇernice vztlakov´e ˇc´ary kˇr´ıdla.
Pˇri rychlosti VC mus´ı b´yt podle CS 23.333 (c) vzaty v ´uvahu kladn´e i z´aporn´e poryvy o rychlosti 50 ft/s (15,24 m/s) a pˇri rychlosti VD kladn´e i z´aporn´e poryvy o intenzitˇe 25 ft/s (7,62 m/s).
Pˇri vyˇsˇs´ıch rychlostech letu (M > 0, 4) by bylo nutn´e uvaˇzovat vliv stlaˇcitelnosti vzduchu, resp. zmˇenu stoup´an´ı vztlakov´e ˇc´ary a klopiv´ych moment˚u s rostouc´ım Machov´ym ˇc´ıslem. [16]
Kontrola pˇri rychlosti VD:
M = vD
a = 468/3, 6
340, 3 = 0, 38 (4.10)
Vzhledem k tomu, ˇze i pˇri max. rychlosti Machovo ˇc´ıslo letu nepˇres´ahne hodnotu 0,4, nen´ı pˇri dalˇs´ım vypoˇctu uvaˇzov´ana zmˇena aerodynamick´ych charakteristik s rostouc´ı rychlost´ı letu.
N´asobek zat´ıˇzen´ı pˇri poryvu na rychlosti VC
n = 1 ±0, 752 · 1, 225 · 15, 24 · 83, 9 · 4, 161
2 · (890 · 9, 81/8, 899) = 1 ± 2, 5 (4.11) Pro kladn´y poryv: n = 3,5
Pro z´aporn´y poryv: n = -1,5
N´asobek pˇri poryvu na rychlosti VC pˇri minim´aln´ı hmotnosti (konfigurace 46) Pro kladn´y poryv: n = 4,54
Pro z´aporn´y poryv: n = -2,54
N´asobek zat´ıˇzen´ı pˇri poryvu na rychlosti VD
n = 1 ± 0, 752 · 1, 225 · 7, 62 · 130 · 4, 161
2 · (890 · 9, 81/8, 899) = 1 ± 1, 93 (4.12) Pro kladn´y poryv: n = 2,93
Pro z´aporn´y poryv: n = -0,93
N´asobek pˇri poryvu na rychlosti VD pˇri minim´aln´ı hmotnosti (konfigurace 46) Pro kladn´y poryv: n = 3,74
Pro z´aporn´y poryv: n = -1,74 4.2.4 Klapkov´e ob´alky
Podle CS 23.345 jsou n´asobky zat´ıˇzen´ı pˇri vysunut´ych vztlakov´ych klapk´ach urˇceny n´asledovnˇe:
u letounu s plnˇe vysunut´ymi vztlakov´ymi klapkami pˇri rychlosti VF se pˇredpokl´ad´a vystaven´ı obrat˚um do kladn´eho provozn´ıho n´asobku zat´ıˇzen´ı 2,0 a kladn´ym a z´aporn´ym poryv˚um o rych- losti 7,62 m/s p˚usob´ıc´ım kolmo na dr´ahu letu pˇri vodorovn´em letu. Hodnota rychlosti VF nesm´ı b´yt menˇs´ı neˇz 1,4 VS, nebo 1,8 VSF (vol´ı se hodnota, kter´a je vˇetˇs´ı). Kde VS = 110 km/h je vypoˇcten´a p´adov´a rychlost se zasunut´ymi vztlakov´ymi klapkami (stanovena v´yˇse v odstavci n´a- vrhov´a obratov´a rychlost) a VSF je p´adov´a rychlost s plnˇe vysunut´ymi vztlakov´ymi klapkami (pˇri v´ychylce klapek 35◦):
VSF =
s 2 · m · g CLmaxkl35◦ · ρ · S =
s 2 · 890 · 9, 81
2, 299 · 1, 225 · 8, 899= 95 km/h (4.13) Stejnˇe tak p´adov´a rychlost pro mal´e klapky (pˇri v´ychylce klapek 15◦):
VSF =
s 2 · m · g CL
maxkl15◦ · ρ · S =
s 2 · 890 · 9, 81
1, 918 · 1, 225 · 8, 899 = 104 km/h (4.14)
VF 1min = 1, 4 · VS = 1, 4 · 110, 5 = 154, 8 km/h (4.15)
VF 2min = 1, 8 · VSF = 1, 8 · 95 = 171 km/h (4.16) Zvolen´a VF je potom vyˇsˇs´ı z VF 1min a VF 2min; VF = 171 km/h.
4.2. Letov´a ob´alka
N´asobek zat´ıˇzen´ı pˇri poryvu o rychlosti 7,62 m/s na rychlosti VF: Pro plnˇe vysunut´e vztlakov´e klapky je stoup´an´ı vztlakov´e ˇc´ary CLα
kl35◦ = 5, 147 rad−1, potom:
µg= 2(m/S) ρ¯c · CLα
kl35◦
= 2 · (890/8, 899)
1, 225 · 1, 265 · 5, 147 = 25, 078 (4.17)
kg = 0, 88 · µg
5, 3 + µg = 0, 88 · 25, 078
5, 3 + 25, 078 = 0, 726 (4.18)
n = 1 ±0, 726 · 1, 225 · 7, 62 · 47, 5 · 5, 147
2 · (890 · 9, 81/8, 899) = 1 ± 0, 84 (4.19) Pro kladn´y poryv: n = 1,84
Pro z´aporn´y poryv: n = 0,17
Pro mal´e klapky je zadan´e stoup´an´ı vztlakov´e ˇc´ary CLα
kl15◦ = 5, 028 rad−1. N´asobek zat´ıˇzen´ı pˇri poryvu pro mal´e klapky je potom:
Pro kladn´y poryv: n = 1,83 Pro z´aporn´y poryv: n = 0,17
N´asobek pˇri poryvu na rychlosti VF pˇri minim´aln´ı hmotnosti (konfigurace 46) Pro kladn´y poryv: n = 2,18
Pro z´aporn´y poryv: n = -0,18
4.2.5 V´ysledn´e letov´e ob´alky pro vybran´e konfigurace
N´ıˇze je zobrazena letov´a ob´alka pro konfiguraci 30,40,45: max. vzletov´a hmotnost.
Obr´azek 4.3: Letov´a ob´alka provozn´ıch n´asobk˚u: konfigurace 30,40,45: max. vzletov´a hmotnost
-4 -3 -2 -1 0 1 2 3 4 5 6 7
0 50 100 150 200 250 300 350 400 450 500
n [1]
v [km/h]
Obratová obálka Poryvová obálka
Klapková obálka (15 ͦ) Klapková obálka (35 ͦ)
Poryvová obálka při vysunutých klapkách (15 ͦ) Poryvová obálka při vysunutých klapkách (35 ͦ) Křidélkové případy
Na n´asleduj´ıc´ı stranˇe je zobrazena letov´a ob´alka pro konfiguraci 46: min. vzletov´a hmotnost.
Na tomto obr´azku jsou vyznaˇceny body pro dalˇs´ı v´ypoˇcet kritick´ych pˇr´ıpad˚u zat´ıˇzen´ı.
4.3. Pˇr´ıpady zat´ıˇzen´ı
4.3 Pˇ r´ıpady zat´ıˇ zen´ı
Obr´azek 4.4: Letov´a ob´alka provozn´ıch n´asobk˚u: konfigurace 46: min. vzletov´a hmotnost
-4 -3 -2 -1 0 1 2 3 4 5 6 7
0 50 100 150 200 250 300 350 400 450 500
n [1]
v [km/h]
Obratová obálka Poryvová obálka
Klapková obálka (15 ͦ) Klapková obálka (35 ͦ)
Poryvová obálka při vysunutých klapkách (15 ͦ) Poryvová obálka při vysunutých klapkách (35 ͦ) Křidélkové případy
1 2
3 4
5 6
7
8
10 9 11
12 13
14 15
16
17 18
19
N´ıˇze jsou definov´any letov´e pˇr´ıpady zat´ıˇzen´ı, kter´e jsou vyznaˇceny na ob´alce n´asobk˚u. Pro tyto konkr´etn´ı body je d´ale proveden v´ypoˇcet zat´ıˇzen´ı kˇr´ıdla.
1–6 obratov´e pˇr´ıpady zat´ıˇzen´ı 7–10 poryvov´e pˇr´ıpady zat´ıˇzen´ı
11–13 klapkov´e pˇr´ıpady zat´ıˇzen´ı - velk´e klapky 14–16 klapkov´e pˇr´ıpady zat´ıˇzen´ı - mal´e klapky
17–19 kˇrid´elkov´e pˇr´ıpady zat´ıˇzen´ı (dle CS 23.349 dosazeno 2/3 kladn´eho obratov´eho n´asobku)
Pro v´ysledn´e rozloˇzen´ı vztlaku je nejprve nutn´e stanovit souˇcinitel vztlaku kˇr´ıdla pro pˇr´ı- sluˇsn´y letov´y pˇr´ıpad, kter´y je urˇcen ze vztlakov´e s´ıly pro letoun ve vyv´aˇzen´em stavu. V´ypoˇcet vztlakov´e s´ıly letounu ve vyv´aˇzen´em stavu vych´az´ı ze silov´e a momentov´e rovnov´ahy letounu dle obr´azku 4.5.
Obr´azek 4.5: Momentov´a a silov´a rovnov´aha letounu
Ze silov´e rovnov´ahy je vztlakov´a s´ıla letounu ve vyv´aˇzen´em stavu:
Lwf = m · g · n − Lh (4.20)
Vyvaˇzovac´ı s´ıla na VOP je stanovena z momentov´e rovnov´ahy k aerodynamick´emu stˇredu bez VOP dle obr´azku 4.5:
Lh= 1
L0V OP [Mwf + m · g · n · (xT − xACwf)] (4.21) Kde:
Mwf moment k AC letounu bez VOP [Nm]
LV OP vzd´alenost AC VOP od AC letounu bez VOP [m]
xT poloha tˇeˇziˇstˇe letounu v GSS [m]
xACwf poloha AC letounu bez VOP v GSS [m]
GSS je souˇradnicov´y syst´em definovan´y v 4.1.
Vzd´alenost AC VOP od AC letounu bez VOP je:
L0V OP = LV OP + (xACw− xACwf) · bSAT (4.22) Kde:
LV OP vzd´alenost AC kˇr´ıdla od AC VOP [m]
xACw poloha AC kˇr´ıdla [m]
Klopiv´y moment k AC letounu bez VOP je:
Mwf = mwf ·1
2· ρ · v2· S · bSAT (4.23)
Kde:
mwf souˇcinitel klopiv´eho momentu letounu bez VOP [1]