Modificatie Flight Controls - Portfolio Matthijs van Essen

Recommendations

Info

Modificatie flight controls 2a1ap Aviation Studies Bijlage IX Zelfsturende opdracht Situatie 1: Longe-range cruise Opgave 1.1 Er is op schaal een Airbus A300 getekend, afgebeeld in figuur 1. Figuur 1 Airbus A300 Opgave 1.2 Doormiddel van de drie evenwichtsvergelijkingen (horizontale, verticale en moment) konden we de onbekende krachten L, Lt en D uitrekenen. ΣFx=0 -100kN + D = 0 D= 100kN ΣML=0 (-100Kn*3)+(1500Kn*2) – (Lt*23,5)=0 Lt= 114,89 kN ↑+ΣFZ=0 -1500Kn – 114,89 Kn + L = 0 L= 1614,89 Kn Opgave 1.3 We moeten de waardes T, p en ρ berekenen met behulp van ICAO document 7488. Er wordt uitgegaan van een cruise op 30.000ft. Om de temperatuur op 30.000ft te berekenen doen we: 0,0065 * 9144 = 59,436 de temperatuur verschil tot de grond is: 15 – 59,436 = -44,463 °C dit is omgerekend 228,8K. De druk kan worden berekende met de volgende formule: P= pb (-g0*(H-Hb)/R*T) Pb is G0 is de zwaartekracht H is hoogte 10
Modificatie flight controls 2a1ap Aviation Studies R is de gasconstante T is de temperatuur in kelvin Alle variabelen zijn bekend dus we kunnen nu alles invullen: 22600 x (-(9,81 x (9144 – 11000)) / (287 x 216.5) = 30048,95 bar De dichtheid ρ kan worden berekend met de formule ρ= P/R*T. Alle variabelen zijn bekend uit de vorige formule dus we kunnen nu invullen ρ = (30048,95 / 287 * 228,564) = 0,458 kg/m 3 Opgave 1.4 Op pagina 165 van Introduction to flight staat dat de geluidssnelheid 347 m/s is. Dit staat gelijk aan Mach 1. Omdat het vliegtuig met 0.78 mach vliegt maken we gebruikt van de volgende formules: De gegevens zijn: T = 288,15K K=1.4 R=287,05287 a = (1,4 * 287,05287 * 288,15) 5 = 340,294 m/s Tas = 340,294 * 0,78 * = 236,468 m/s Opgave 1.5 Om αw te berekenen zullen we de formule voor de lift moeten gebruiken. Deze is als volgt: Cl=L/q*A. - L staat hier voor de liftkracht - q staat hier voor de dynamische druk - A staat voor het vleugeloppervlak Uit vraag 1.2 weten we dat de liftkracht 1614890 N is. De lift kunnen we berekenen met de volgende formule: = 0,48505 We kunnen nu uit de tabel in bijlage III halen dat de bijbehorende hoek α 2,0 is. Opgave 1.6 Ook bij deze vraag maken we weer gebruik van de formule voor de lift: Cl=Lt/q*A. q blijft in deze vraag hetzelfde. Lt weten we nog uit vraag 1.2 en was 114890 N. A is gegeven en is 69,50 m 2 . We vullen nu alles in en krijgen: = -0,129 We kunnen uit de liftcurve in bijlage IV halen wat de hoek α is we gaan hierbij van uit, dat de uitslag van de elevator is 0°. We komen op een hoek α van 1,6°. 11
Page 1 and 2:
Hogeschool van Amsterdam, Domein Te
Page 3 and 4:
Modificatie flight controls 2a1ap A
Page 5 and 6:
Modificatie flight controls 2a1ap A
Page 7 and 8: Modificatie flight controls 2a1ap A
Page 57: Modificatie flight controls 2a1ap A
Page 63: Modificatie flight controls 2a1ap A
show all

Modificatie Flight Controls - Portfolio Matthijs van Essen

Create successful ePaper yourself

Delete template?

Save as template?