Základní návrh trupu ultralehkého tandemového letounu

Abstract

Tato diplomová práce se zabývá základním návrhem trupu tandemového ultralehkého letounu. V úvodní části jsou spočítány a vykresleny letové obálky. Dále je provedena hmotnostní rozvaha zakončena centrážním grafem. Pro stanovení zatížení bylo voleno 6 hmotnostních konfigurací, které byly kombinovány s 19 zatěžovacími případy. Ze všech kombinací zatížení působících na letoun bylo zvoleno 10 kritických případů, které jsou dále použity pro pevnostní kontrolu navržené konstrukce. Pro pevnostní ověření byl vytvořen systémový model letounu v programu SOLIDWORKS. Bylo rozhodnuto o použití poloskořepinové konstrukce v ocasní části letounu a nosníkové konstrukce ve střední části. Pevnostní kontrola se zabývala vlivem působení ohybových momentů, posouvajících sil a kroutících momentů. Všechny postupy výpočtu jsou popsány v kapitolách a všechny výsledky, které nejsou v práci uvedeny jsou přiloženy v přílohách.

This thesis focuses on the preliminary design of the fuselage of a tandem-seat ultralight aircraft. The introductory section includes the calculation and plotting of flight envelopes. A mass balance analysis is then performed and concluded with a center-of-gravity diagram. To determine the loading conditions, six mass configurations were selected and combined with 19 loading scenarios. From all the combinations of loads acting on the aircraft, 10 critical cases were identified and subsequently used for the structural strength verification of the proposed design. A system model of the aircraft was created in SOLIDWORKS for the purpose of strength analysis. A semi-monocoque structure was chosen for the tail section, and a beam structure for the central section of the aircraft. The strength analysis considered the effects of bending moments, shear forces, and torsional moments. All calculation procedures are described in the respective chapters, and all results not included in the main text are provided in the appendices.