Wiatrakowiec STOL o unikalnej konstrukcji

Jan Bronowicz
Dokument
Obliczeniowo-Analityczny
Strona / Stron
1/20
Indeks strony
A
Dokument nr
FC.w02.DOB.JBR.016.ver1
Analiza
w ramach realizacji Projektu „Wiatrakowiec STOL o unikalnej konstrukcji”
Projekt realizowany w ramach programu INNOTECH2, Hi-Tech,
dofinansowany przez Narodowe Centrum Badań i Rozwoju
dla
Fusioncopter Sp. z o.o.
OBLICZENIA OBCIĄŻEŃ ZEWNĘTRZNYCH WIRNIKA WIATRAKOWCA
FUSIONCOPTER FC-4 DLA PRZYPADKÓW LOTNYCH WG WYMAGAŃ
PRZEPISÓW CS-27
Opracowanie FC.w02.DOB.JBR.016.ver1
O P R A C O W A Ł:
...........................................
Jan Bronowicz
Świdnik, 29 października 2013 r.
Jan Bronowicz
Dokument
Obliczeniowo-Analityczny
Strona / Stron
2/20
Indeks strony
A
Dokument nr
FC.w02.DOB.JBR.016.ver1
S P I S T R E Ś C I.
strona
1.0 Dane ogólne
3
1.1 Produkt
3
1.2 Zespół
3
2.0 Przedmiot opracowania
3
3.0 Cel opracowania
3
4.0 Obowiązujące przepisy i dane projektowe
3
5.0 Wnioski
4
6.0 Dane do obliczeń
4
6.1 Układ współrzędnych
4
6.2 Dane masowe, geometryczne i aerodynamiczne
5
6.3 Łopata wirnika
8
6.4 Ograniczenia projektowe
8
7.0 Obliczenia obciążeń
10
7.1 Lot poziomy ustalony
10
7.2 Manewr wyrwania
12
7.3 Wejście w opadanie przed manewrem wyrwania i
wyjście z manewru wyrwania
14
7.4 Podmuch pionowy z dołu i z góry
16
7.5 Lot poziomy ze ślizgiem nieustalonym
18
8.0
Zestawienie obciążeń
18
9.0
Wykaz literatury i materiałów źródłowych
20
Jan Bronowicz
1.0
Dokument
Obliczeniowo-Analityczny
Strona / Stron
3/20
Indeks strony
A
Dokument nr
FC.w02.DOB.JBR.016.ver1
DANE OGÓLNE .
1.1
Produkt. : Wiatrakowiec FC-4 zgodny z rys. W02.00.26ver b „Podstawowa
geometria” oraz zgodny z dokumentem nr FC.w02.DPR.JLI.001.ver2 z dn. 4 września 2013r.
„Dane projektowe - Charakterystyka techniczna i ograniczenia operacyjne wiatrakowca
Fusioncopter FC-4”.
1.2
Zespół. :
Wirnik nośny wg rysunku W02.21.090 – „Montaż wirnika 4 łopatowego”,
wirnik dwułopatowy, usterzenia wg rysunku W02.30.001 –„Montaż usterzeń” oraz zgodny z
dokumentem nr FC.w02.DPR.JLI.001.ver2 z dn. 4 września 2013r. „Dane projektowe –
Charakterystyka techniczna i ograniczenia operacyjne wiatrakowca Fusioncopter FC-4”.
2.0
PRZEDMIOT OPRACOWANIA
Przedmiotem opracowania są obciążenia zewnętrzne w locie wirnika nośnego
czterołopatowego.
3.0
CEL OPRACOWANIA
Celem opracowania jest wyznaczenie obciążeń zewnętrznych działających na wirnik
nośny 4 łopatowy dla przypadków lotnych wg wymagań przepisów CS-27, wydanie 3 z 11
grudnia 2012r. Obliczenia te uwzględniają charakterystyki aerodynamiczne płatowca i
usterzeń wiatrakowca uzyskane z badań tunelowych modelu wiatrakowca (opracowane w
raporcie nr FC.w02.DOB.JBR.009.ver2, wydanie z 21.10.2013r.) oraz z aktualizacji
podstawowych ograniczeń projektowych zawartych w dokumencie nr
FC.w02.DPR.JLI.001.ver2 z dn. 4 września 2013r.
Obciążenia wyznaczono dla następujących przypadków lotnych :
1. lot poziomy ustalony (symetryczny)
2. manewr wyrwania w locie silnikowym (pkt. 27.337 i 27.339 CS-27)
3. wejście w opadanie przed manewrem wyrwania i wyjście z manewru wyrwania
(pkt. 27.337 i 27.339 CS-27)
4. podmuch pionowy z dołu i z góry (pkt. 27.341 i pkt. 27.427 CS-27)
5. lot poziomy ze ślizgiem nieustalonym (pkt. 27.351 CS-27).
Zgodnie z definicjami przepisów CS-27 obciążenia w tym opracowaniu są
obciążeniami dopuszczalnymi do wykorzystania w próbach statycznych struktury
wiatrakowca.
4.0
.
OBOWIAZUJĄCE PRZEPISY I DANE PROJEKTOWE.
1. Certification Specifications for Small Rotorcraft, CS-27, wydanie 3 z 11 grudnia 2012r.
2. Dane projektowe - Charakterystyka techniczna i ograniczenia operacyjne wiatrakowca
Fusioncopter FC-4. Opracowanie nr FC.w02.DPR.JLI.001.ver2 z 4 września 2013r.
3. CAP 643. British Civil Airworthiness Requirements. Section T Light Gyroplanes.
Wydanie z 9 maja 2013r.
5.0
Strona / Stron
4/20
Indeks strony
A
Dokument nr
FC.w02.DOB.JBR.016.ver1
Dokument
Obliczeniowo-Analityczny
Jan Bronowicz
WNIOSKI.
1. Obciążenia wyznaczone w tym opracowaniu powinny być wykorzystane w programach
prób statycznych głowicy wirnika, masztu wraz z węzłami mocowania do kadłuba.
2. Maksymalna siła T występuje podczas manewru wyrwania, a maksymalne siły H i S
występują podczas podmuchu wiatru z dołu (tabela 9 str. 19).
6.0 Dane do obliczeń
6.1
Układ współrzędnych
W opracowaniu został przyjęty prostokątny, prawoskrętny układ współrzędnych związany z
wiatrakowcem (rys. 1).
Układ jest zaczepiony w środku ciężkości wiatrakowca i
przemieszcza i obraca się w przestrzeni łącznie z wiatrakowcem. Oś X jest skierowana do
przodu i jest równoległa do płaszczyzny bazowej wiatrakowca. Oś Z jest prostopadła do
płaszczyzny symetrii wiatrakowca i jest skierowana w prawo (patrząc w kierunku lotu
wiatrakowca). Oś Y uzupełnia układ do prawoskrętnego i jest skierowana do góry.
Położenia środków ciężkości wiatrakowca są wyznaczane w tzw. bazowym układzie
współrzędnych, którego początek znajduje się w punkcie przecięcia się poziomej
płaszczyzny umiejscowionej 138.7 mm pod płaszczyzną wyznaczoną przez osie wałów
śmigieł oraz osi wirnika w położeniu nie odchylonym (przy zerowym zasterowaniu wirnikiem).
Oś OXb jest skierowana do tyłu , oś OZb do góry, oś OYb w bok w lewą stronę , gdy
patrzymy w kierunku dodatniego zwrotu osi OXb.
Zb
Y
Z
My
X
Mx
Mz
SC
Xb
Yb
Tsp
SC
TsL
Xb
Jan Bronowicz
6.2
Dokument
Obliczeniowo-Analityczny
Strona / Stron
5/20
Indeks strony
A
Dokument nr
FC.w02.DOB.JBR.016.ver1
Rys.1. Układ osi współrzędnych bazowy (z indeksem b) i związany z wiatrakowcem.
Dane masowe, geometryczne i aerodynamiczne
Maksymalna masa startowa wiatrakowca Minimalna masa startowa
-
m=1050kg
m= 650kg
Skrajne wzdłużne położenie środka masy
przednie (możliwe dla masy m=1050kg) tylne (możliwe dla masy m=650kg) -
x=-281 mm
x= - 61 mm
Skrajne poprzeczne położenie środka masy
y= 20 mm
Skrajne pionowe położenie środka masy
Górne (możliwe dla masy m=650kg) dolne (możliwe dla masy m=1050kg) -
z= 245 mm
z= 125 mm
Podłużna współrzędna środka piasty śmigła Pionowa współrzędna środka piasty śmigła Boczna współrzędna środka piasty prawego śmigła -
1.192 m
0.138 m
-1.259 m
Podłużna współrzędna środka piasty wirnika nośnego przy
zerowym zasterowaniu
Pionowa współrzędna środka piasty wirnika nośnego
zerowym zasterowaniu
-
0.000 m
1.904 m
Podłużna współrzędna środka parcia statecznika poziomego Pionowa współrzędna środka parcia statecznika poziomego Boczna współrzędna środka parcia prawej połówki płata
statecznika poziomego -
3.151 m
0.285 m
Podłużna współrzędna środka parcia statecznika pionowego Pionowa współrzędna środka parcia statecznika pionowego Boczna współrzędna środka parcia prawego statecznika
pionowego -
3.177 m
0.101 m
-1.163 m
Kąt początkowego odchylenia osi wału wirnika nośnego -
+0.0 stopni
Kąt maksymalnego odchylenia osi wirnika nośnego do tyłu Kąt maksymalnego odchylenia osi wirnika nośnego do przodu Kąt maksymalnego odchylenia osi wirnika nośnego na boki -
-0.510 m
+ 15.0 stopni
- 5.0 stopni
10.0 stopni
Maksymalny kąt nastawienia statecznika poziomego Minimalny kąt nastawienia statecznika poziomego -
+16.0 stopni
- 4.0 stopni
Maksymalny kąt nastawienia steru kierunku Minimalny kąt nastawienia steru kierunku -
+20.0 stopni
- 20.0 stopni
Kąt ustawienia osi śmigła względem osi OX -
0.0 stopni
Jan Bronowicz
Dokument
Obliczeniowo-Analityczny
Strona / Stron
6/20
Indeks strony
A
Dokument nr
FC.w02.DOB.JBR.016.ver1
Dane geometryczne wyznaczono na podstawie ogólnej geometrii wiatrakowca
przedstawionej na poniższych rysunkach z uwzględnieniem zmiany kształtu stateczników
pionowych.
Jan Bronowicz
Dokument
Obliczeniowo-Analityczny
Rys. 2.
Strona / Stron
7/20
Indeks strony
A
Dokument nr
FC.w02.DOB.JBR.016.ver1
Jan Bronowicz
6.3
Dokument
Obliczeniowo-Analityczny
Strona / Stron
8/20
Indeks strony
A
Dokument nr
FC.w02.DOB.JBR.016.ver1
Łopata wirnika
Wirnik nośny z 4 łopatami jest wirnikiem z dwoma wirnikami typu huśtawka (rys. 6)
rozstawionymi w azymucie co 90 stopni.
Promień wirnika
- 4.4 m
Cięciwa łopaty
- 0.200 m
R=4.4m
Kąt stożka
- 0 stopni
R0=0.44m
Kąt stożka c0=0
st.
Rys. 3. Schemat wirnika nośnego 4 łopatowego
6.4
OGRANICZENIA PROJEKTOWE
Poniżej przedstawiono podstawowe ograniczenia projektowe wiatrakowca FC-4:
Ograniczenia prędkości lotu
Lot z napędem
Prędkość demonstracyjna, VD
Prędkość nigdy nieprzekraczalna, VNE
Prędkość maksymalna, VH
Prędkość minimalna lotu poziomego, Vmin
250 km/h
225 km/h
225 km/h
50 km/h
Lot bez napędu
Prędkość nigdy nieprzekraczalna, VNE
Prędkość minimalna, Vmin
200 km/h
80 km/h
Współczynniki obciążeń dopuszczalnych
Współczynnik dodatni (skierowany do dołu )
dla masy maksymalnej
(1050 kg )
dla masy minimalnej
(650 kg )
+2.85 [g]
+3.50 [g]
Współczynnik ujemny (skierowany do góry )
dla masy maksymalnej
( 1050 kg )
dla masy minimalnej
( 650 kg )
-0.50 [g]
-0.67 [g]
Zmianę współczynników obciążeń w zależności od masy śmigłowca przedstawiają rys .4 i 5.
Strona / Stron
9/20
Indeks strony
A
Dokument nr
FC.w02.DOB.JBR.016.ver1
Dokument
Obliczeniowo-Analityczny
Jan Bronowicz
Zależność maksymalnego pionowego współczynnika przeciążenia w
locie
4
ny [g]
3.5
3
2.5
2
650
700
750
800
850
900
950
1000
1050
1100
M [kg]
Rys. 4. Zależność dodatniego współczynnika obciążeń od masy wiatrakowca.
Zależność ujemnego współczynnika przeciążeń od masy
wiatrakowca
0.00
600
-0.10
650
700
750
800
850
900
950
1000
1050
1100
-0.20
ny [g]
-0.30
-0.40
-0.50
-0.60
-0.70
-0.80
m [kg]
Rys. 5. Zależność ujemnego współczynnika obciążeń od masy wiatrakowca.
Wartości współczynników dopuszczalnych poniżej 3.5 oraz powyżej –1 wyznaczono w
opracowaniu lit. [2]
Ograniczenia prędkości obrotowej wirnika nośnego
Maksymalna chwilowa
Maksymalna ciągła
Minimalna ciągła
Minimalna chwilowa
Minimalna do pełnego otwarcia przepustnicy przy starcie
Maksymalna dla użycia hamulca wirnika
500 obr/min
420 obr/min
240 obr/min
220 obr/min
160 obr/min
120 obr/min
Dokument
Obliczeniowo-Analityczny
Jan Bronowicz
Strona / Stron
10/20
Indeks strony
A
Dokument nr
FC.w02.DOB.JBR.016.ver1
OBLICZENIA OBCIĄŻEŃ
LOT POZIOMY USTALONY
Wyniki obciążeń w ustalonym locie poziomym prezentowane są na poniższych
wykresach, które uzyskano z obliczeń stateczności statycznej w zakresie prędkości lotu od
V=60km/h do VD=250km/h. Zamieszczono tylko wyniki dla maksymalnej masy startowej
ponieważ wartości obciążeń dla tej masy są maksymalne. Wyniki dotyczą masy m=1050kg
ze skrajnym przednim położeniem środka ciężkości i średnim kątem nastawienia
statecznika poziomego Epssp=+6 stopni. Wykresy poniższe przedstawiają składowe ciągu
wirnika w układzie osi związanej z wirnikiem. Oś wirnika jest odchylona w płaszczyźnie
symetrii wiatrakowca o kąt A1W i przechylona w bok o kąt B1W względem osi układu
bazowego (rys. 1). A1W jest dodatni gdy oś wirnika odchylona do tyłu, B1W jest dodatni gdy
oś wirnika jest przechylona w prawo (przy widoku w kierunku lotu). Składowe ciągu są
zaczepione w środku osi przegubów wahań po ½ wartości TWN, HWN, SWN.
Składowa ciągu TWN jest skierowana do góry wzdłuż osi wirnika, HWN leży w płaszczyźnie
symetrii wiatrakowca i jest prostopadła do osi wirnika (dodatnia do tyłu), SWN jest
prostopadła do siły H i jest prostopadła do osi wirnika (dodatnia w prawo przy widoku w
kierunku lotu). Wyniki cyfrowe obliczeń stateczności statycznej wykorzytywane w tym
opracowaniau zawarto w załączniku nr FC.w02.DOB.JBR.017.ver1 wydanie z 29.10.2013r.
7.0
7.1
TWN [N]
Składowa T ciągu wirnika, H=0, AW
13500
13000
12500
12000
11500
11000
10500
10000
9500
0
50
100
150
200
250
300
250
300
V [km/h]
Rys. 7.1.1
Składowa H ciągu wirnika, H=0, AW
1400
HWN [N]
1200
1000
800
600
400
200
0
0
50
100
150
V [km/h]
Rys. 7.1.2
200
Dokument
Obliczeniowo-Analityczny
Jan Bronowicz
Strona / Stron
11/20
Indeks strony
A
Dokument nr
FC.w02.DOB.JBR.016.ver1
Składowa S ciągu wirnika, H=0, AW
0
-20 0
50
100
150
200
250
300
SWN [N]
-40
-60
-80
-100
-120
-140
-160
V [km/h]
Rys. 7.1.3
Kąty odchylenia i przechylenia osi wirnika, H=0, AW
A1W, B1W [deg]
3
2
1
Serie1
Serie2
0
-1 0
50
100
150
200
250
-2
-3
V [km/h]
Rys. 7.1.4
Maksymalne obciążenia wirnika w locie poziomym uzyskujemy na prędkości V D.
Zestawienie obciążeń zawiera poniższa tabela 1.
Tabela 1. Lot poziomy symetryczny
T [N]
H [N]
S [N]
A1W [o]
13023
1309
-42
2.60
B1W [o]
-1.89
300
Jan Bronowicz
7.2
Dokument
Obliczeniowo-Analityczny
Strona / Stron
12/20
Indeks strony
A
Dokument nr
FC.w02.DOB.JBR.016.ver1
MANEWR WYRWANIA
Jak wykazano w raporcie nr FC.w02.DOB.JBR.004.ver2 „Obliczenia symulacyjne
manewru wyrwania wiatrakowca Fusioncopter FC-4” (lit. [2]), maksymalne przeciążenie
uzyskuje się w manewrze wyrwania z pracującym napędem a ponadto w raporcie nr
FC.w02.DOB.JBR.012.ver1 „Obliczenia maksymalnego współczynnika przeciążenia
wiatrakowca Fusioncopter „FC-4” z wirnikiem 2 łopatowym w manewrze wyrwania” (lit. [8])
wykazano, że maksymalne przeciążenia są osiągane z wirnikiem czterołopatowym, to do
dalszej analizy przyjmujemy wirnik z czterema łopatami. W związku z powyższym obciążenia
wymiarujące dla tego przypadku należy przyjąć z silnikowego manewru wyrwania
wiatrakowca z wirnikiem czterołopatowym (manewr krytyczny).
Manewr wyrwania dający maksymalny współczynnik przeciążenia jest zamodelowany w
następujący sposób :
1. Początek manewru rozpoczyna się z lotu poziomego VH
– wiatrakowiec jest
wprowadzany do lotu ze zniżaniem i rozpędzany do prędkości V D.
2. Kąt trajektorii lotu TET w czasie zniżenia jest równy –10 stopni.
3. Prędkość zniżania w momencie osiągnięcia prędkości VD jest równa Va*sin(10o).
4. Od prędkości lotu VD rozpoczyna się hamowanie prędkości poprzez zwiększenie kąta
natarcia kadłuba i wirnika i przez zwiększanie kąta TETK. Symulację wyrwania
rozpoczynamy od momentu rozpoczęcia hamowania. Warunki początkowe do
symulacji :
obroty wirnika, NR[obr/min]
kąt odchylenia osi wirnika, A1W [ o ]
kąt podłużnego położenia kadłuba, TETK [ o ]
moc niezbędna na napęd śmigieł, Ps [KW] uzyskujemy z obliczeń stateczności
statycznej (równowagi) wiatrakowca dla lotu z zadanym opadaniem i na
zadanej
prędkości lotu.
5. Zwiększanie kąta natarcia wirnika i kąta natarcia kadłuba odbywa się ze stałą założoną
prędkością kątową równą 15o/sek.
6. Zwiększanie kąta natarcia wirnika i kąta natarcia kadłuba powoduje wzrost obrotów
wirnika nośnego i odbywa się do momentu gdy obroty wirnika zaczynają się
zmniejszać.
7. Po uzyskaniu maksymalnych obrotów wirnika następuje zmniejszenie kąta natarcia
wirnika i kadłuba i przejście do lotu poziomego.
Zależności ciągu maksymalnego T, siły H i siły S wirnika nośnego w funkcji czasu
przedstawiono na poniższych wykresach dla manewru krytycznego (rys. 7.2.1).
Rys. 7.2.1 obejmuje również manewr wyprowadzenia z wyrwania . Z rys. 7.2.1 wynika,
że siły T, H, S w całym manewrze nie przyjmują wartości ujemnych. Minimalna wartość siły T
jest równa 615 [N].
Wyniki cyfrowe symulacji powyższych manewrów wykorzytywane w tym opracowaniau
zawarto w załączniku nr FC.w02.DOB.JBR.017.ver1 wydanie z 29.10.2013r.
Dokument
Obliczeniowo-Analityczny
Jan Bronowicz
Strona / Stron
13/20
Indeks strony
A
Dokument nr
FC.w02.DOB.JBR.016.ver1
Składowe ciągu maksymalnego, manewr wyrwania i wyjście z
manewru, m=1050kg
35000
TWN
30000
HWN
SWN
25000
T, H, S [N]
20000
15000
10000
5000
0
0
1
2
3
4
5
6
-5000
t [s]
Rys. 7.2.1
Rys. 7.2.1 przedstawia składowe ciągu T, H i S. Maksymalna wartość T w manewrze
wyrwania wynosi 28600 [N]. Składowa podłużna H wynikająca z wahań łopat w chwili
osiągania maksymalnej wartości TWN wynosi 1800 [N] a S równa jest 116 [N]. Ze względu
na małą, nieznaczącą wartość siły S w dalszej analizie siłę tę będziemy pomijać.
Ponieważ nie możemy określić parametrów sterowania wirnikiem (A1W i B1W) w
momencie wystąpienia maksymalnego współczynnika przeciążenia, to przyjmujemy
podejście konserwatywne prowadzące do maksymalnych obciążeń masztu a mianowicie
przyjmujemy, że A1W=+15stopni lub A1W=-5stopni i B1W= 10 stopni t.j maksymalne
konstrukcyjne wartości sterowania wirnikiem. Wówczas siły od wirnika w układzie bazowym
(dla obciążenia masztu) wynoszą:
Jan Bronowicz
Dokument
Obliczeniowo-Analityczny
Strona / Stron
14/20
Indeks strony
A
Dokument nr
FC.w02.DOB.JBR.016.ver1
Hb =H cos(A1W)+T sin(A1W) = 1800 cos(15o)+28600 sin(15o)=9141 [N] – maksymalna siła
do tyłu
Hb=H cos(A1W)+T sin(A1W) = 1800 cos(-5o)+28600 sin(-5o)=-700 [N] – maksymalna siła do
przodu.
Konserwatywnym podejściem do wyznaczenia maksymalnej siły do przodu będzie
pominięcie w ostatnim wzorze składnika HWN wynikającego z wahań łopat i wtedy :
Hb= T sin(A1W) = 28600 sin(-5o)=-2493 [N] – maksymalna siła do przodu. Ta wartość będzie
przyjmowana do obciążeń masztu.
Siły boczne w układzie bazowym wynoszą :
Sb= T sin(B1W) = 28600 sin( 10o)= 4966 [N].
Maksymalne obciążenia dla manewru wyrwania są zestawione w tabeli 2.
Tabela 2. Obciążenia dla przypadku wyrwania
T [N]
H [N]
S [N]
A1W [o]
28600
1800
0
-5.0
+15.0
7.3
B1W [o]
10.0
WEJŚCIE W OPADANIE PRZED MANEWREM WYRWANIA I WYJŚCIE Z
MANEWRU WYRWANIA
W opracowaniu nr FC.w02.DOB.JBR.004.ver2 „Obliczenia symulacyjne manewru wyrwania
wiatrakowca Fusioncopter FC-4” rozpatrywano warunki, w których uzyskuje się minimalne
przeciążenie. Z powyższego opracowania wynika, że minimalny współczynnik uzyskano w
manewrze opadania następującego po manewrze wyrwania z pracującym napędem. Nieco
wyższą wartość współczynnika uzyskano w manewrze wejścia do opadania przed
manewrem wyrwania. Oba rozpatrywane manewry były wykonywane z minimalną masą
m=650kg. Wejście w opadanie przed manewrem wyrwania odbywa się z prędkości lotu
poziomego VH=VNE=225km/h. Sam manewr wyrwania zaczynający się od zwiększania kąta
podłużnego położenia kadłuba rozpoczyna się przy prędkości VD=250km/h.
Poniższe wykresy przedstawiają przebiegi w czasie sił T i H na wirniku. Siła S ma małą
wartość i jest pominięta.
Strona / Stron
15/20
Indeks strony
A
Dokument nr
FC.w02.DOB.JBR.016.ver1
Dokument
Obliczeniowo-Analityczny
Jan Bronowicz
Składowe ciągu maksymalnego, wejście w opadanie przed
manewrem wyrwania, m=650kg
TWN, HWN [N]
9000
8000
TWN
7000
HWN
6000
5000
4000
3000
2000
1000
0
0
0.5
1
1.5
2
2.5
t [s]
Rys. 7.3.1
TWN, HWN [N]
Składowe ciągu maksymalnego, wyjście z manewru wyrwania,
m=650kg
2000
1800
1600
1400
1200
1000
800
600
400
200
0
TWN
HWN
3
3.5
4
4.5
5
5.5
6
t [s]
Rys. 7.3.2
Minimalny współczynnik przeciążenia występuje w momencie gdy ciąg wirnika
uzyskuje minimalną wartość.
Na podstawie powyższych wykresów otrzymujemy wartości dla T, H. Porównanie wartości z
rys. 7.2.1 i 7.3.1 oraz 7.3.2 wskazuje, że minimalne wartości uzyskuje się dla minimalnej
masy.
Dokument
Obliczeniowo-Analityczny
Jan Bronowicz
Strona / Stron
16/20
Indeks strony
A
Dokument nr
FC.w02.DOB.JBR.016.ver1
Obciążenia dla tego przypadku zestawiamy w poniższej tabeli 3.
Tabela 3. Minimalne wartości ciągu.
T [N]
H [N]
S [N]
A1W [o]
2100
237
0
500
195
0
-5.0
+15.0
+15.0
-5.0
B1W [o]
Uwagi
10.0
Wejście w
opadanie
Wyjście z wyrwania
10.0
PODMUCH PIONOWY Z DOŁU I Z GÓRY
7.4
Wpływ podmuchu pionowego i poziomego rozpatrujemy w zakresie prędkości lotu
poziomego od Vmin do VD=1.11VNE=250km/h. Przyjmujemy zgodnie z wymaganiami
przepisów, że podmuch pojawia się nagle i oddziałuje na całą rozpatrywaną powierzchnię
wirnika. Podmuch pionowy będzie powodował zmianę kąta natarcia oraz przyrost prędkości
napływu względem wartości ustalonego lotu wiatrakowca. Wartości niezbędne do
wyznaczenia obciążeń od podmuchu są otrzymane z obliczeń stateczności statycznej
wiatrakowca i zamieszczone w poniższej tabeli 4.
Tabela 4.
V [km/h]
wn[
o
]
NR [obr/min]
o
A1W [ ]
o
B1W [ ]
wn[
o
]
NR [obr/min]
o
A1W [ ]
o
B1W [ ]
60
120
180
225
21.00
327
-2.58
-1.27
12.94
260
-4.48
-0.90
5.09
349
2.30
-0.76
2.25
269
-3.42
-0.95
1.36
375
2.54
-1.10
-0.59
285
3.31
-1.65
0.20
396
2.57
-1.57
-1.63
302
3.05
-2.51
250
Uwagi
-0.16
Masa maksymalna
m=1050kg
409
2.60
-1.89
-1.97 Masa minimalna m=650kg
312
-2.58
-3.14
Zgodnie z wymaganiami przepisów CS-27 przyjmujemy podmuch wiatru w=30ft/s=9.14m/s.
Obliczenia sił na wirniku zostały wykonane z pomocą programu komputerowego AP2.EXE
lit. [7] przeznaczonego do obliczeń charakterystyk aerodynamicznych wirników typu
huśtawkowego (z jednym wspólnym przegubem wahań pionowych). Wyniki obliczeń
zamieszczono w tabeli 5.
Jan Bronowicz
Dokument
Obliczeniowo-Analityczny
Strona / Stron
17/20
Indeks strony
A
Dokument nr
FC.w02.DOB.JBR.016.ver1
Tabela 5. Podmuch z dołu na wirnik nośny
V0 [km/h]
60
120
180
225
250
V [km/h]
[o]
o
wn[ ]
o
[]
68
28.75
124
18.22
183
13.23
227
10.36
252
7.81
21.00
5.09
1.36
0.20
-0.16
49.75
23.31
14.59
10.56
7.65
327
349
375
396
409
14944
405
-979
16546
1574
-1406
17278
2075
-1265
18091
2409
-1186
18189
2489
-1107
-2.58
-1.27
12.94
2.30
-0.76
2.25
2.54
-1.10
-0.59
2.57
-1.57
-1.63
2.60
-1.89
-1.97
41.69
20.47
12.64
8.73
5.84
NR [obr/min]
T [N]
H [N]
S [N]
A1W [o]
B1W [o]
o
wn[ ]
[o]
NR [obr/min]
T [N]
H [N]
S [N]
A1W [o]
B1W [o]
260
269
285
302
312
10354
511
-960
9656
1085
-806
10040
1412
-727
10611
1672
-727
10390
1694
-680
-4.48
-0.90
-3.42
-0.95
3.31
-1.65
3.05
-2.51
-2.58
-3.14
Uwagi
Masa maksymalna
m=1050kg
Masa minimalna
m=650kg
T, H, S – składowe ciągu wirnika w układzie osi związanym z wirnikiem, oś wirnika jest
odchylona do tyłu o kąt A1W i przechylona w bok o kąt B1W względem osi układu bazowego
(rys. 1). Składowe te są obliczane programem AP2.EXE.
Z opracowania nr FC.w02.DOB.JBR.005.ver2 wynika, że przy pionowym podmuchu z góry siły
wirnika są małe. Dlatego tego przypadku w tym opracowaniu nie rozpatrujemy.
Tabela 6. Podmuch pionowy. Obciążenia maksymalne.
T [N]
H [N]
S [N] A1W [o] B1W [o]
18189
2489
-1406
2.60
-1.89
Uwagi
Maksymalne obciążenia wirnika dla
tego przypadku występują przy
podmuchu z dołu
7.5
Strona / Stron
18/20
Indeks strony
A
Dokument nr
FC.w02.DOB.JBR.016.ver1
Dokument
Obliczeniowo-Analityczny
Jan Bronowicz
LOT PZIOMY ZE ŚLIZGIEM NIEUSTALONYM
Ślizg nieustalony na prędkości VH.
Przyjmujemy, że siły wirnika nośnego w tym przypadku lotnym są takie jak w
symetrycznym locie poziomym z prędkością VH=VNE.
Zestawienie obciążeń zawiera poniższa tabela 7.
Tabela 7. Ślizg nieustalony na VH
T [N]
H [N]
S [N]
12351
1153
-41
A1W [o]
B1W [o]
2.57
-1.57
Ślizg nieustalony na prędkości 0.6 VH.
Przyjmujemy, że siły wirnika nośnego w tym przypadku lotnym są takie jak w symetrycznym
locie poziomym z prędkością V=135km/h=0.6 VH.
Zestawienie obciążeń zawiera poniższa tabela 8.
Tabela 8. Ślizg nieustalony na 0.6 VH
T [N]
H [N]
S [N]
10578
8.0
659
-58
A1W [o]
B1W [o]
2.35
0.82
ZESTAWIENIE OBCIĄŻEŃ
Poniższa tabela zawiera zestawienie maksymalnych obciążeń dla poszczególnych rozpatrywanych
przypadków.
Tabela 9
Lp Przypadek obciążenia
T [N]
H[N]
S [N]
A1W [o]
B1W [o]
1. Lot poziomy ustalony
2. Manewr wyrwania
13023
28600
1309
1800
-42
0
-1.89
10.0
3. Wejście w opadanie
2100
237
0
4. Wyjście z manewru
wyrwania
5. Podmuch pionowy
6. Ślizg nieustalony na
VH
7. Ślizg nieustalony na
0.6 VH
500
195
0
2.60
-5.0
+15.0
-5.0
+15.0
-5.0
+15.0
18189
12351
2489
1153
-1406
-41
2.60
-1.89
2.57
-1.57
10578
659
-58
2.35
0.82
10.0
10.0
Jan Bronowicz
UWAGA :
Dokument
Obliczeniowo-Analityczny
Strona / Stron
19/20
Indeks strony
A
Dokument nr
FC.w02.DOB.JBR.016.ver1
Obliczone powyżej obciążenia są obciążeniami eksploatacyjnymi. Do obliczeń
wytrzymałościowych i prób statycznych siły należy pomnożyć przez współczynnik
bezpieczeństwa f=1.5.
Uwagi dotyczące próby statycznej głowicy i masztu:
1. próba statyczna masztu i głowicy powinna być prowadzona łącznie
2. głowica wirnika osadzona na maszcie musi być w położeniu maksymalnego
zasterowania w kierunku podłużnym i poprzecznym równocześnie. (+15 stopni
do tyłu, 5 stopni do przodu, 10 stopni na boki) – wybieramy najbardziej krytyczny
lub
najbardziej krytyczne przypadki spośród 4-ch
3. Siły przykładamy do osi przegubów wahań po ½ T , ½ H i ½ S.
4. Siła T ma mieć kierunek zgodny z osią wału wirnika
5. Siła H ma być prostopadła do osi wirnika i być w płaszczyźnie symetrii wiatrakowca
(masztu)
6. Siła S ma być prostopadła do osi wirnika i być prostopadła do płaszczyzny symetrii
wiatrakowca (masztu)
7. Zamiast przykładania trzech sił (T , H i S oddzielnie) do każdego z przegubów
można przyłożyć jedną wypadkową siłę R = pierwiastek kwadratowy z sumy
kwadratów ½ T , ½ H i ½ S pod kątem 1=arctg(H/T) względem osi wału wirnika
w płaszczyźnie symetrii wiatrakowca i pod kątem 2=arctg(S/T) do płaszczyzny
symetrii wiatrakowca.
Jan Bronowicz
9.0
Dokument
Obliczeniowo-Analityczny
Strona / Stron
20/20
Indeks strony
A
Dokument nr
FC.w02.DOB.JBR.016.ver1
WYKAZ LITERATURY I MATERIAŁÓW ŹRÓDŁOWYCH
[ 1 ] – J. Lichota - Dane projektowe - Charakterystyka techniczna i ograniczenia operacyjne
wiatrakowca Fusioncopter FC-4. Nr opracowania FC.w02.DPR.JLI.001.ver2 z dn. 4
września 2013.r
[ 2] – J. Bronowicz - Obliczenia symulacyjne manewru wyrwania wiatrakowca Fusioncopter
„FC-4”– opracowanie nr FC.w02.DOB.JBR.004.ver2, wydanie z 3 września 2013r.
[ 3 ] – CAP 643. British Civil Airworthiness Requirements. Section T Light Gyroplanes.
Wydanie z 9 maja 2013r.
[ 4 ] – J. Bronowicz- Analiza wyników badań aerodynamicznych modelu wiatrakowca FC-4.
Opracowanie FC.w02.DOB.JBR.009.ver2, wydanie 21 października 2013r
[ 5 ] – Fusioncopter Sp. z o. o. - Podstawowa geometria. Nr rysunku W02.00.026ver b.
[ 6 ] - European Aviation Safety Agency - Certification Specifications for Small Rotorcraft
CS – 27. Wydanie 3 wydanie 3 z 11 grudnia 2012r.
[ 7 ] - J. Bronowicz - Metodyka i program komputerowy obliczeń aerodynamicznych
wirników dwułopatowych typu „huśtawka” nazwa programu AP-2.EXE – opracowanie
nr JB – 16/2011/1, wydanie z marca 2011r.
[ 8 ] - J. Bronowicz - Obliczenia maksymalnego współczynnika przeciążenia wiatrakowca
Fusioncopter „FC-4” z wirnikiem 2 łopatowym w manewrze wyrwania. Opracowanie
FC.w02.DOB.JBR.012.ver1. Wydanie z 23 października 2013r.
[ 9 ] – Advisory Circural – U. S. Department of Transportation. Federal Aviation
Administration. AC No : 27-1B. Wydanie z 30 września 2008r.
[ 10 ] – J. Lichota - Raport z analizy wędrówki środka ciężkości Wiatrakowca i oczekiwanej
masy startowej. Opracowanie: FC.w02.DOB.JLI.001.ver6 z dn. 22 sierpnia 2013r.
[ 11 ] - J. Bronowicz. Załącznik do opracowania nr FC.w02.DOB.JBR.016.ver1 pt.
„Obliczenia obciążeń zewnętrznych wirnika wiatrakowca Fusioncopter FC-4 dla
przypadków lotnych wg wymagań przepisów CS-27”, wydanie z 29 października
2013r.