Do projektu wybrałem samolot PZL Koliber 160 A. Jest to samolot lekki, czteromiejscowy w którym za napęd służy silnik produkcji Textron Lycoming o mocy 160 KM. Samolot ma prostokątną konstrukcję skrzydeł.
Do projektu załączam rysunek przedstawiający trzy rzuty samolotu w skali 1:50.
1. Dane odczytane z rysunków:
· Skrzydła:
Rozpiętość:
b=9,74 [m]
Cięciwa przy nasadzie:
l0=1,3 [m]
Cięciwa na końcówce skrzydła:
l100=1,3 [m]
Kąt krawędzi natarcia:
ΚKN=0˚
Kąt krawędzi spływu:
ΚKS=0˚
Kąt linii znajdującej się w odległości 25% l0 (l100) od krawędzi natarcia:
ΚK=0˚
Odległość w [m] linii znajdującej się w 25% l0 (lub l100, bo skrzydła są prostokątne):
0,25l0=0,325 [m]
Zbieżność:
l~=l100l0=1,3 [m]1,3 [m]=1
Długość cięciwy w wybranym punkcie pomiarowym (skrzydła są prostokątne, więc można zastosować długość obliczoną w jednym punkcie do pozostałych obliczeń):
y=1,75 m
ly=l01+τ-12yb=1,3m1+1-11,75m9,74m=1,3m
Względna cięciwa klap:
lKL=0,4[m]
lKL-=lKLl(y)=0,4[m]1,3[m]=0,308
Rozpiętość klap:
bKL=4,4[m]
Względna cięciwa lotek:
lL=0,3[m]
lL-=lLly=0,3m1,3m=0,2308
Rozpiętość lotek:
bL=3[m]
Powierzchnia skrzydeł:
S=b*l(y)=9,74[m]*1,3[m]=12,662 [m2]
Średnia cięciwa geometryczna:
lG=Sb=12,662m29,74m=1,3m
Wydłużenie geometryczne płata:
Λ=b2S=9,74m212,662m2=7,5
Grubość profilu:
g=0,2[m]
g-=glG=0,2m1,3m=0,154
· Usterzenie poziome:
bH=3,6[m]
Cięciwa usterzenia przy nasadzie:
lH0=0,95[m]
Cięciwa usterzenia na końcówce:
lH100=0,95[m]
Powierzchnia usterzenia poziomego:
SH=3,42[m2]
Średnia cięciwa geometryczna usterzenia poziomego:
lHG=SHbH=3,42[m2]3,6[m]=0,95[m]
Odległość w [m] linii znajdującej się w 25% lH0 (lH100) od krawędzi natarcia usterzenia poziomego:
0,25lH0=0,2375 [m]
Odległość między linią 0,25l0, a linią 0,25lH0:
LH=4[m]
Względna grubość usterzenia poziomego:
gH=0,075[m]
gH-=gHg=0,075[m]0,2[m]=0,375
Współczynnik objętościowy usterzenia poziomego:
χH=SH*LHS*lG=3m2*3,8m12,662m2*1,3m=0,69
· Usterzenie pionowe samolotu:
lV0=1,25[m]
lV100=0,9[m]
lVGśr=1[m]
Odległość środka aerodynamicznego usterzenia poziomego od linii 0,25l100:
LV=4[m]
Wysokość usterzenia pionowego:
bV=1,5[m]
Powierzchnia:
SV=1,5[m2]
Współczynnik objętościowy usterzenia pionowego:
χV=SV*LVS*lG=1,5m2*4m12,662m2*1,3m=0,36
· Kadłub (powierzchnie boczne są sumami pól figur zaznaczonych na rysunku):
Powierzchnia boczna:
SKB=5,44[m2]
Powierzchnia czołowa:
SKCZ=1,27[m2]
Szerokość kadłuba:
bK=1,15[m]
Wysokość kadłuba:
hK=1,25[m]
Długość kadłuba:
lK=6,75[m]
Średnica koła o powierzchni odpowiadającej powierzchni czołowej kadłuba:
DK=4SKCZπ=4*1,27m23,14=1,272m
Wydłużenie kadłuba:
ΛK=lKDK=6,75m1,272m=5,31
Powierzchnia omywana przez strugi powietrza:
SOM=2,85*lK*SKCZ=2,85*6,75m*1,27m2=21,68m2
· Owiewka:
SOWB=1,138[m2]
SOWCZ=0,43[m2]
· Podwozie:
Wysokość goleni przedniej:
hGP=0,4[m]
Średnica goleni przedniej:
dGP=0,1[m]
Średnica koła przedniego:
dKP=0,25[m]
Szerokość koła przedniego:
bKP=0,1[m]
Powierzchnia koła przedniego:
SKP=0,025[m2]
Wysokość goleni głównej:
hGG=0,5[m]
Średnica goleni głównej:
dGG=0,1[m]
Średnica koła głównego:
dKG=0,35[m]
Szerokość koła głównego:
bKG=0,15[m]
Powierzchnia koła głównego:
SKG=0,0525[m2]
· Śmigło:
Średnica śmigła:
DŚM=1,88[m]
2. Dane samolotu, pochodzące z innych źródeł:
· Dane masowe:
Masa pustego samolotu:
m=607[kg]
Maksymalna masa paliwa:
mp=116[kg]
Maksymalna masa startowa:
mTOmax=950[kg]
Maksymalna masa lądowania:
mLAN=950[kg]
Maksymalna masa ładunku:
mLOAD=340[kg]
· Zespół napędowy:
Silnik produkcji Textron Lycoming o oznaczeniu kodowym 0-320-D2A, który jest czterocylindrowym silnikiem rzędowym charakteryzującym się następującymi parametrami:
Moc nominalna: 160[KM}
...
scrapek.crw