ZRAKOPLOVNA TEHNIČKA ŠKOLA RUDOLFA PEREŠINA RUDOLFA FIZIRA 6 PP36 ZRAČNA LUKA ZAGREB 10150 AEROPORT

AERODINAMIKA

BOŽIDAR DI GIORGIO inž.

SASTAV I VERTIKALNA PODJELA ATMOSFERE

SASTAV ATMOSFERE:

N = 78.9 % *O2 = 20.95 % *Ar = 0.93 %CO2 = 0.033 % *Ne =1.810-3 %He = 5.25 104 %Kr = 10-4 %H = 10-5 % *Xn =810 -6 %O3 = 10-6 %Rd = 610-18 %

VERTIKALNA PODJELA ATMOSFERE:

Atmosfera je plinoviti omotač oko zemlje, sastoji se od četiri sloja: troposfere, stratosfere, ionosfere, egzosfere .Njihova debljina je na polovima manja a na ekvatoru veća.

KARAKTERISTIKE ATMOSFERE: TROPOSFERA: prostire se od površine zemlje do visine 16 km nad ekvatorom odnosno 8 km nad polovima. U umjerenim geografskim širinama do11 km .

Odlikuje se većom promjenom temperature, gustoće, vlažnosti i brzine vjetra, a to ovisi o godišnjem dobu, geografskoj širini i atmosferskim utjecajima.

2

STRATOSFERA: prostire se do 80 km. Tu je strujanje uglavnom ustaljeno i nema turbulencija ,sastav zraka je slična troposferi ali se

temperatura promjenljivo povećava.

IONOSFERA: proteže se od 80- 500 km. Sastoji se od iona i slobodnih elektrona zbog ultra -ljubičastog zračenja koje uzrokuje disocijaciju molekula kisika i dušika što ima za posljedicu vrlo visokih temperatura oko 2473,16 K(2200oC).Karakteristika ionosfere je apsorpcija i refleksija radiovalova određene valne duljine.

EGZOSFERA: dostiže visinu do 1000 km, u tom sloju se nalaze ostaci plinova čije su čestice toliko udaljene da njihovo kretanje ne ovisi o njihovom sudaru.

JEDNAŽBA STANJA IDEALNOG PLINA

daje međusobnu zavisnost promjenjivih parametara tlaka temperature i volumena uz mogućnost određivanja svakog od njih poznavajući druga dva.

pV=nRT R-- plinska konstanta Ro=8314.34 J/KmolK

V=

MSA je dogovorena atmosfera s točno određenim vrijednostima tlaka, gustoće ,specifične mase i termodinamičke temperature. Smještena je na 40o SGŠ i unutar te atmosfere brzina vjetra jednaka je nuli. Unutar te atmosfere postoje gradijenti temperature tlaka i gustoće pa tako s povećanjem visine za 1000 m tlak zraka opada 8 Hpa, temperatura 6.5 K , a gustoća se s povećanjem visine linearno smanjuje. MSA

po =1013.25 HPa T=288.16 K =0.125 kgs2/m4 = 1.225 kg/m3

3

DIJAGRAM PROMJENE TEMPERATURE, TLAKA I GUSTOĆE S VISINOM

DIJAGRAM PROMJENE TEMPERATURE S VISINOM

DIJAGRAM ZAVISNOSTI PROMJENE GUSTOĆE S VISINOM

AERODINAMIČKI SPEKTAR

--- strujnica je linija u strujnom polju na kojoj se u svakoj točci brzina poklapa s pravcem tangente na tu liniju i ona predstavlja putanju djelića zraka.

--- strujno polje je sastavljeno od niza strujnica koje po obodu čine strujnu cijev a dio strujnog polja naziva se strujno vlakno.

4

---- u općem slučaju brzina, tlak i gustoća u nekoj točci strujnog polja zavise o položaju te točke i vremena. Strujanje koje zavisi od vremena naziva se neustaljeno strujanje jer se za istu točku brzina ,tlak i gustoća mijenjaju s vremenom. Ukoliko se brzina, tlak i gustoća ne mijenjaju s vremenom takvo kretanje nazivamo ustaljeno kretanje. Strujanje u aerodinamičkom tunelu i letu nije uvijek ustaljeno ali je vrlo blizu ustaljenom kretanju. Neustaljeno kretanje potrebno je razmatrati kod oscilacija krila i repnih površina u zračnoj struji ( flatter i baftting ).

ZAKON KONTINUITETA

m1 = m2

V1S1 =V2S2 =VS = CONST / S1V1 = S2V2 =SV = CONST.

---- pri strujanju kroz cijevi promjenjivog presjeka pri ustaljenom kretanju fluida u jedinici vremena proći će jedna te ista masa zraka tj. fluida . Pri strujanju fluida kroz cijev promjenjivog presjeka količina fluida koja ulazi u cijev jednaka je onoj koja izlazi. Pošto se zrak smatra sredinom sa stalnom gustoćom( u području do brzine zvuka) u svim presjecima cijevi gustoća i specifična masa bit će konstante.---- sekundarni protok predstavlja masu fluida koja protekne kroz presjek u sekundi kgs/m.

BERNULIJEV ZAKON

5

p -- statički tlakq -- dinamički tlak

q=

p1+

Zakon koji daje zavisnost brzine i tlaka fluida za pojedine presjeke strujanja naziva se Bernulijev zakon. U aerodinamici taj se zakon javlja kao zakon o očuvanju energije za nestišljive i bezviskozne fluide i glasi: PRI STALNOM KRETANJU FLUIDA KROZ CIJEV RAZLIČITOG PRESJEKA ZBROJ STATIČKOG I DINAMIČKOG TLAKA PREDSTAVLJA STALNU VELIČINU. Iz skice se može zaključiti da je najveća brzina u presjeku 3 ,a shodno tome jer dinamički tlak ovisi o brzini. U tom presjeku je najveći dinamički tlak a najmanji statički. U presjeku 1 je najmanja brzina pa je dinamički tlak najmanji, a statički najveći .Energija fluida ne može se promijeniti pa ako isključimo trenje fluida o zidove cijevi onda se energija fluida sastoji od 2 dijela, kinetičke energije strujanja - zbog brzine kretanja fluida (dinamički tlak) i potencijalne energije - zbog statičkog tlaka.

ZAUSTAVNI TLAK

pA+

p+ jer je

Kod strujanja fluida oko nekog tijela uvijek postoje 2 zaustavne točke ,prednja i stražnja. Vrijednost zaustavnog tlaka izračunava se iz Bernulijeve jednadžbe. Ako promatramo bilo koje dvije točke ispred tijela u neporemećenoj struji zraka slijedi da je:

6

pA+

Promatrajući strujnicu koja završava u prednjoj zaustavnoj točci u kojoj je njena brzina trenutačno pala na nulu imamo:

p+ jer je

Ovaj tlak naziva se zaustavni tlak i veći je od atmosferskog za veličinu dinamičnog tlaka. Zaustavni tlak jednak je Bernulijevoj konstanti i često se naziva ukupni ili totalni tlak.Pomoću prethodne jednadžbe može se izračunati brzina strujanja ako izmjerimo vrijednost statičkog i dinamičkog tlaka neporemećene struje zraka.

2p+v2=2po

V2= V=

GRANIČNI SLOJ, VISKOZITET I Re BROJ

Do sada smo promatrali strujanje idealnog fluida gdje ne postoje sile smicanja između čestica fluida i između površine i samih čestica fluida. Praktično svaki fluid je u određenoj mjeri viskozan i on će neposredno u blizini površine imati njenu brzinu dok će gornji slojevi povećavati brzinu i to tako da se na nekoj udaljenosti od površine ploče postiže brzinu jednaka brzini neporemećenog zračnog strujanja. Ukoliko ploča miruje brzina je

7

jednaka nuli tj. jednaka je brzini ploče. Udaljavajući se od ploče brzina fluida se povećava tako da je na nekoj udaljenosti biti jednaka brzini neporemećene zračne struje. Zbog razlike u brzinama između dva susjeda sloja utvrđeno je da postoji potencijalni napon i eksperimentalno je utvrđeno da je proporcijalan gradijentu brzine na tom mjestu. Granični sloj javlja se kao posljedica sila adhezije u unutrašnjosti graničnog sloja strujanje je vrtložno.

LAMINARNI GRANIČNI SLOJ

Laminarni granični sloj javlja se kod tekućina s velikim vizkozitetom ili kod plinova s manjim viskozitetom ali i manjom brzinom. Pri strujanju zraka oko ravne ploče formira se granični sloj i ako je on formiran tako da između pojedinih slojeva s različitim brzinama nema razmjene čestica većih od molekula, takav se sloj naziva laminarni granični sloj. Na napadnoj ivici debljina graničnog sloja jednaka je nuli dok se s povećanjem dužine ploče debljina graničnog sloja povećava. To pokazuje da se s povećanjem dužine ploče viskozne sile u graničnom sloju apsorbiraju sve više energije slobodne struje zraka .Kao gornja granica graničnog sloja uzeta je ona brzina koja je za 1% manja od neporemećene struje zraka.

TURBULENTNI GRANIČNI SLOJ

Mjesto gdje laminarni granični sloj prelazi u turbulentni naziva se Re--broj.Točka u kojoj se događa pretvorba naziva se Re-kritično.1883. Reynolds je eksperimentom dokazao da ako kroz cijev kroz koju curi fluid propustimo tanku nit obojene tekućine u obliku strujnice na nekoj određenoj udaljenosti ta će nit prestati biti vidljiva što znači da strujnice ne teku više u neporemećenim slojevima već dolazi do razmjene većih čestica fluida između pojedinih slojeva, a takvo stanje naziva se turbulentnim strujanjem. Turbulentno strujanje odlikuje se intenzivnim vrtloženjem. Ako promatramo zrak to su molekule kisika i ostalih plinova koji ulaze u sastav zraka. One se međusobno sudaraju i često se kreću i poprečnim pravcem dok se ukupna masa zraka kreće prema naprijed. Reynoldsov pokus može se primijeniti sa bilo kojim fluidom.

=1.410-5 Pas - koeficijent viskoziteta fluida

Re=

Laminarni granični sloj prelazi u turbulentni pri određenim Re-brojevima tzv. Re-kritično. Pri malim Re-brojevima L.G.S. opstrujava veći dio ravne ploče dok se s povećanjem Re-broja područje T.G.S. povećava. Dakle pri malim Re-brojevima točka pretvorbe približava se izlaznoj ivici a pri velikim Re--brojevima točka pretvorbe približava se napadnoj ivici. Veličina graničnog sloja mijenja se s povećanjem napadnog kuta a povećanjem hrapavosti površine povećava se T.G.S. a samim time i otpor što znatno utječe na povećanje ukupnog otpora.

8

AERODINAMIČKA SILA, MOMENT, AERODINAMIČKI KOEFICIJENT

Svako tijelo koje se kreće kroz zrak odnosno svako tijelo koje se nalazi u struji zraka izloženo je djelovanju sila. Te sile nazivamo aerodinamičke i njihov zbroj elementarnih sila nazivamo sila uzgona, sila otpora i ukupna aerodinamička sila.

Da bi se odredila veličina, pravac, smjer i položaj sile elementarne se svode na jednu određenu točku. Ta ishodišta točaka svih aerodinamičkih sila naziva se centar potiska.

PREMA UZROKU NASTANKA AERODINAMIČKE SILE DIJELIMO:

1) sile nastale kao posljedica razlike tlakova2) sile koje se javljaju zbog viskoziteta zraka (sile trenja)

Ma= V=stvarna brzina

C=brzina zvuka

Ma.<1 podzvučno strujanjeMa=1 krozvučno strujanjeMa>1 nadzvučno strujanjeR=f(v,,s i Cr)Cr=f(Re,Ma)

Rz=C2 Rx=Cx R=

C2= Cx= R=Cr

Cm= M=Cm

NA POJAVU OVIH AERODINAMIČKIH SILA UTJEČU:1) geometrijski oblik tijela - površina

9

2) veličina relativne brzine3) svojstvo fluida u kojem se tijelo kreće

finesa

Fopt= optimalna finesa

RASTAVLJANJE AERODINAMIČKE SILE NA NORMALNU I TANGENCIJALNU KOMPONENTU

AERODINAMIČKA ISPITIVANJA I VRSTE AEROTUNELA

Aerotunel je ispitno postrojenje za jednolike zračne struje radi određivanja aerodinamičkih svojstava tijela. Prema konstrukciji aerodinamičke tunele dijelimo na tunele otvorenog i zatvorenog tipa, a u zavisnosti o brzini strujanja dijelimo ih na dozvučne do 0.96 M: krozvučne od 0.96 - 1.15 M: nadzvučne 1.15 - 5 M: hiper zvučne od 5 naviše.

10

Da bi se stvorilo određeno strujanje kroz tunel primjenjuju se različiti uređaji kao što su osni ventilator, centrifugalni ventilator i rezervoari sa zrakom koji mogu biti sa većim ili manjim tlakom od atmosferskog.

Načini stvaranja umjetne zračne struje su veoma različiti i danas postoji veliki broj različitih aerotunela kako po obliku, veličini, konstruktivnim rješenjima tako i po namjeni i po postignutim brzinama pa smo mi stoga uzeli dva glavna tipa aerotunela : protočni i povratni.

PROTOČNI AEROTUNEL je postrojenje za stvaranje umjetne zračne struje kroz koje za vrijeme rada protječe stalno nova količina zraka, a POVRATNI aerotunel je postrojenje za stvaranje umjetne zračne struje u kojem za sve vrijeme rada kruži ista količina zraka.

GLAVNI DIJELOVI POVRATNOG AEROTUNELA

1) uvodni mlaznik - kolektor2) radni dio3) izlazni mlaznik - difuzor za protočni i povratni4) pogonska grupa------------------------------------------------------------------------------------5) usmjerivač6) umirivač7) povratni vod8) koljena 9) povratni difuzer 10) skretne lopatice

1) UVODNI MLAZNIK - KOLEKTOR

-- to je uvodni dio aerotunela u vidu cijevi promjenjivog oblika. Površina presjeka smanjuje se po određenom zakonu od ulaza prema izlazu. Smanjenje površine presjeka ima za posljedicu povećanje v zraka koja postiže najveću vrijednost na izlazu iz kolektora tj. u radnom djelu kolektora . Odnos ulaznog i izlaznog presjeka naziva se kontrakcijom.

2) RADNI DIO

-- radni dio je onaj dio u tunelu u kome se vrše ispitivanja i mjerenja i nastavlja se na kolektor. Oblik presjeka može biti različit: krug, elipsa, pravokutnik, mnogokutni. Tlak kroz kolektor opada s povećanjem brzine strujanja i u radnom dijelu je najniži kad je brzina najveća.

11

3) IZLAZNI MLAZNIK -- DIFUZOR

-- je cijev u kojoj poprečni presjek raste od ulaza ka izlazu. Zadatak mu je da najmanjim gubicima pretvori kinetičku energiju zračne struje koja dolazi iz radnog dijela aerotunela u potencionalnu energiju odnosno u energiju tlaka. Brzina strujanja zraka kroz difuzor se smanjuje, a tlak raste

4) POVRATNI VOD

-- je cijev stalnog ili promjenjivog presjeka kojom se zrak iz radnog dijela poslije promjene smjera strujanja za 360o ponovo dovodi do radnog dijela u istom pravcu i smjeru. To se izvodi pomoću četiri koljena od 90o ili dva koljena (neprekidna) od 180o.

6) UMIRIVAČ -- zbog rada pogonske grupe, trenja odvajanja zračne struje i drugih pojava

zračna struja u aerotunelu je uzburkana, vrtložna i nejednolika. Da bi se ovi nedostaci uklonili i u radnom dijelu dobila kvalitetna zračna struja primjenjuju se umirivači u obliku mreža ili saća. Postavljaju se u najvećem presjeku kolektora i ima zadatak da usitni eventualni središnji vrtlog kolektora ili ostatke vrtložne pletenice ventilatora. Ujedno im je uloga da izjednače lokalne brzine po poprečnom presjeku.

POGONSKI SUSTAV -- osigurava snagu potrebnu za pokretanje zraka i održavanje brzine strujanja

odnosno za svladavanje svih gubitaka koji se javljaju u aerotunelu.AEROVAGE

-- su uređaji za mjerenje aerodinamičnih sila i momenata koji se javljaju na modelu prilikom ispitivanja u aerotunelu. Prilikom ispitivanja u aerotunelu mjerenje sila i momenta može se vršiti na dva načina:a) mjerenjem ukupne aerodinamičke sile i momenta iz čijih se podataka analitičkim putem

određuju komponente.b) mjerenjem pojedinih komponenti aerodinamičke sile i momenata iz čijih se vrijednosti

daljnjim analitičkim izrazima može odrediti ukupna aerodinamička sila.

Aerovage po svojim konstruktivnim izvedbama mogu mjeriti1.2 ili više komponenata aerodinamičke sile i momenata. Ukoliko se zahtjeva istovremeno mjerenje više komponenata aerovaga postaje složenija. Od suvremenih aerovaga se zahtjeva da istovremeno mjere šest komponenti preko kojih se dolazi analitičkim putem do ukupne aerodinamičke sile i momenta ukoliko je to potrebno.

OSNOVNI ELEMENTI AEROVAGE SU

A) nosač modelaB) prijenosni sustavC) mjerni instrumenti

A) NOSAČ MODELA

12

--- dio aerovage kojim se model održava u radnom prostoru aerotunela za vrijeme ispitivanja i preko koga se model priključuje na aerovagu. Ovaj dio aerovage je izložen zračnoj struji za vrijeme ispitivanja pa mora svojim položajem i oblikom prema modelu biti podešen tako da izaziva što manje poremećaje u struji zraka.

B) PRIJENOSNI SUSTAV

-- nastavlja se na nosač modela i služi za razlaganje ukupne aerodinamičke sile i momenta i prenošenje mjernih komponenta sa modela na mjerne instrumente. Složenost prijenosnog sustava ovisi o vrsti aerovage i o broju komponenti koje vaga mjeri.

C) MJERNI INSTRUMENTI

-- dio aerovage koji nam pokazuje veličine tj. na kome se neposredno očitavaju ili bilježe veličine mjernih komponenti aerodinamičkih sila i momenata. Točnost mjerenja koja se zahtjeva kreće se u vrlo visokim granicama. Greška kvalitetno izvedenih aerodinamičkih vaga ne smije prelaziti 1/5000 najvećeg opterećenja. Ovako strogi zahtjevi u pogledu točnosti su neophodni jer se pri mjerenjima na modelima u smanjenom mjerilu moraju osjetiti i minimalne promjene oblika, površinske obrade itd.

Osim aerovaga za mjerenje aerodinamikčih sila i momenata modela zrakoplova postoje aerovage koje se upotrebljavaju pri ispitivanju elisa kao i aerovage za određivanje pojedinih izvoda dinamičke stabilnosti.

AEROPROFILI

--- poprečni presjek krila ili krilo beskonačno male vitkosti u toku razvoja aeroprofila nastojalo se poboljšati geometrijske i aerodinamičke karakteristike aeroprofila.

GEOMETRIJSKE KARAKTERISTIKE AEROPROFILA

1. SKELETNA LINIJA2. SREDNJA LINIJA3. RELATIVNA ZAKRIVLJENOST4. RASPORED ZAKRIVLJENOSTI DUŽ SREDNJE LINIJE5. RELATIVNA DEBLJINA6. RASPORED DEBLJINE7. RADIUS ZAOBLJENJA PREDNJE I STRAŽNJE IVICE

1. SKELETNA LINIJA

--geometrijsko mjesto točaka upisanih kružnica u aeroprofilu i ona utječe na aerodinamičke karakteristike aeroprofila svojim oblikom, zakrivljenošću i položajem zakrivljenosti aeroprofila. Tetiva skeletne linije je pravac koji spaja krajnje točke skeletne linije.

13

2.SREDNJA LINIJA

-- linija koja spaja polovišta vertikalnih linija spuštenih sa gornje na donju konturu aeroprofila . Tetiva srednje linije je linija koja spaja prednju i stražnju točku srednje linije a to je i osnovna reperna tetiva aeroprofila za određivanje napadnog kuta.

3. RELATIVNA ZAKRIVLJENOST: c/l

-- odnos maksimalne zakrivljenosti i duljine aeroprofila .Relativna zakrivljenost je najutjecajnija od svih geometrijskih karakteristika aeroprofila i ona utječe na Cz i Cm. Položaj maksimalne zakrivljenosti kod suvremenih aeroprofila kreće se u granicama 15 - 50 % mjereći tetivu od napadne ivice. Simetričnim aeroprofilima zakrivljenost je jednaka nuli ukoliko je maksimalna zakrivljenost na oko 15 % tetive povećava se koeficijent uzgona i znatno smanjuje koeficijent momenta. Međutim ovi aeroprofili su opasni jer imaju naglo odcjepljenje graničnog sloja na velikim napadnim kutovima.

4. RASPORED ZAKRIVLJENOSTI DUZ SREDNJE LINIJE ( x / l ) c

-- utječe na karakteristike aeroprofila na dva načina: A) relativnom debljinom d/l B) položajem relativne debljine (x/l)d

5. RELATIVNA DEBLJINA d

-- minimalni koeficijent otpora je proporcijalan vrijednosti relativne debljine. Osim što utječe na koeficijent otpora debljina utječe na vrijednost koeficijenta uzgona. Ispitivanjem je ustanovljeno da se maksimalna vrijednost koeficijenta uzgona dobije pri relativnoj debljini 12%.

AEROPROFILE DIJELIMO NA SIMETRIČNE I NESIMETRIČNE: ravni, udubljeno-ispupčeni, duplo-ispupčeni, s profilom skeletne linije tipa S, usisni profili.

PREMA RELATIVNOJ DEBLJINI AEROPROFILE DIJELIMO NA: -- tanke 0 - 8 % -- srednje 8 - 12 %

14

-- debele 12 % ≥

PREMA POLOŽAJU RELATIVNE DEBLJINE -- normalne - na W=30% debljine -- semilaminarne (superkritične) - na S=40% debljine -- laminarne - na L=60% debljine

PREMA MAKSIMALNOJ ZAKRIVLJENOSTI -- male zakrivljenosti 0-2% -- srednje zakrivljenosti 2- 4% -- velike zakrivljenosti 4%

OBILJEŽAVANJE AEROPROFILA PREMA NACA KATALOZIMA

Zbog veoma sličnih aeroprofila ukazala se potreba za njihovim obilježavanjem. Oznaka može biti vezana za ime konstruktora, određenog instituta, aerotunela itd. Institut NACA svoje aeroprofile obilježava višecifrenim brojevima.

1) NACA 2315 --- 2 - max. relativna zakrivljenost u odnosu na tetivu 2% --- 3 - ( x/l)c 30% --- 15 - d/l označava 12%2) NACA 23012 --- 2 - max. zakrivljenost 1.8% --- 30 - ( x/l)c 15% --- 12 - d/l 12%

3) NACA 23015-34 --- 2 - max. zakrivljenost --- 30 - položaj max. zakrivljenosti 15% --- 15 - relativna debljina 15% --- 3 - radius zaobljenja prednje ivice 0.6% ---4 - položaj max. debljine 40%

GEOMETRIJSKI I AERODINAMIČKI NAPADNI KUT

Veličina napadnog kuta izražava se u odnosu na repernu tetivu ( tetiva srednje linije aeroprofila). On može biti negativan, pozitivan, kritičan ili može biti jednak nuli. Tada se reperna tetiva nalazi na istom pravcu kao i vektor neporemećene zračne struje. Kut

između tetive srednje linije i pravca neporemećenog strujanja predstavlja geometrijski napadni kut . Kut između reperne tetive i linije nultog uzgona naziva se kut nultog uzgona n. Kut između linije

15

nultog uzgona i pravca neporemećene zračne struje naziva se aerodinamički napadni kut a.

GEOMETRIJSKE KARAKTERISTIKE KRILA

1) oblik krila2) geometrijska tetiva krila3) aerodinamička tetiva4) raspon krila5) površina krila6) izduženje ili vitkost7) suženje8) konstruktivni nagibni kut1) OBLIK KRILA

--- podrazumijevamo oblik projekcije na ravninu koja je okomita na ravninu simetrije a paralelna sa tetivom srednje linije. Aerodinamička površina krila je površina projekcije krila na tu ravninu. Prema obliku krila mogu biti: pravokutno, pravokutno sa zaobljenim krajevima, eliptično, trapez, trapez-pravokutno, udvojeni trapez, strijela naprijed, strijela natrag, trapez strijela, delta.

2 ) GEOMETRIJSKA TETIVA KRILA lg

--- tetiva ekvivalentnog pravokutnog krila iste površine i istog raspona ili razmaha. Kod pravokutnog krila ona je ista duž raspona. Kod drugih oblika krila je promjenljiva tj. u korijenu veća a na kraju krila manja. U proračunu se upotrebljava srednja geometrijska tetiva ali samo za krila bez strijele.

16

3) AERODINAMIČKA TETIVA KRILA la

--- predstavlja tetivu po površini ekvivalentno zamišljenog pravokutnog krila na koje djeluju iste aerodinamičke sile i momenti kao i na stvarnome krilu.l - linija aerodinamičkih centaraAC - aerodinamički centar yø udaljenost korijena krila od aerodinamičkog centra y udaljenost od korijena krila prema točci koja se nalazi na sjecištu srednjeg

aerodinamičkog centra i kuta strijele

b/2 - raspon polukrila kut strijeleXo - udaljenost srednjeg aerodinamičkog centra od osi y

La aerodinamička tetiva

Na slici je prikazano strelasto krilo površine S sa suženjem i vitoperenjem krila i ekvivalentno pravokutno krilo iste površine. Kod trapezastog krila s određenim suženjem i stalnim kutom strijele duž raspona krila usvojiti će se da je lokalni koeficijent uzgona

17

stalan duž raspona pa će se srednja aerodinamička tetiva nalaziti u težištu polukrila. Njen

položaj se određuje grafički:

4) RASPON KRILA (b)--udaljenost od jednog do drugog kraja krila

5) POVRŠINA KRILA (s) -- umnožak raspona i dubine tj. tetive krila, ali to vrijedi samo za pravokutno krilo S = b l S = b lsgt = za sva ostala krila

Kod pravokutnog krila geometrijska tetiva je ista u svakom dijelu krila. Kod ostalih oblika krila površina krila je umnožak raspona I S.G.T.

18

6) IZDUŽENJE ILI VITKOST ( )

= = =

Vitkost krila pokazuje koliko je puta raspon krila veći od tetive krila i on znatno utječe na veličinu induciranog otpora. Smanjenje induciranog otpora postiže se velikim izduženjem krila. ZA DOZVUČNE AVIONE =4-9 ZA NADZVUČN AVIONE =2- 4

7) SUŽENJE predstavlja odnos tetive u korijenu krila i tetive na kraju krila

y=

8) KONSTRUKTIVNI NAGIBNI KUT

kut koji zaklapa uzdužna os aviona s tetivom u korijenu krila. Pri određivanju nagibnog kuta krila uzima se u obzir vrijednost prednjeg otpora koji treba biti minimalan pri maksimalnoj brzini leta. Napadni kut krila se smanjuje pri krajevima krila a prema korijenu je veći i (mijenja se u odnosu na raspon). To se postiže tzv .geometrijskim vitoperenjem krila. Aerodinamičko vitoperenje je takvo kod kojeg se duž raspona krila postavljaju različiti aeroprofili.

CENTAR POTISKA

19

Pomicanje centra potiska i promjenom napadnog kuta ( strelice pokazuju veličinu Rz u zavisnosti od promjene napadnog kuta ).

Početna točka rezultantne aerodinamičke sile naziva se centar potiska. Položaj centra potiska mijenja se promjenom napadnog kuta a položaj mu zavisi od oblika profila i napadnog kuta jer od toga zavisi i raspored tlakova. Kod simetričnih aeroprofila pri malim promjenama napadnog kuta položaj centra potiska skoro da se i ne mjenja. Kod nesimetričnih aeroprofila promjena položaja centra potiska je dosta velika i pri malim promjenama .

Prilikom povećanja centar potiska pomiče se unaprijed bliže napadnoj ivici krila a prilikom smanjenja centar potiska pomiče se bliže izlaznoj ivici aeroprofila. Iz skice smo saznali da se centar potiska mijenja s promjenom , kako kod nesimetričnih tako i kod simetričnih aeroprofila.

Nekad se centar potiska smatrao ishodišnom točkom i služio kao parametar za određivanje čvrstoće dijelova aviona, međutim pokazalo se da je upotreba centra potiska nezgodna pri proračunu dijelova aviona jer se položaj centra potiska s promjenom mijenja pa je stoga češće u upotrebi aerodinamički centar.

AERODINAMIČI CENTAR

Aerodinamički centar je točka u kojoj je koeficijent momenta nezavisan o napadnom kutu ili za koji je moment stalna veličina. Pošto moment aerodinamičkog centra postoji kod svih pa i kod =0 često se naziva i moment nultog uzgona. Aerodinamički centar nalazi se na 1/4 tetive računajući od napadne ivice a linija koja spaja aerodinamičke centre naziva se linija aerodinamičkih centara.

UZGON

Pojava uzgona objašnjava se Bernulijevim zakonom. Pošto je gornji dio ispupčeniji brzina zraka na gornjaci biti će veća od brzine zraka na donjaci pa će se kod različitih brzina stvarati različiti pritisci. S druge strane promatrajući utjecaj krila na zračnu masu za vrijeme leta primjećujemo da se zrak nad gornjakom podsisava zbog povećanog pritiska čime se ostvaruje kretanje zraka prema dolje zbog utjecaja vlastite težine. Masa zraka s protivi izbacivanju prema dolje i utječe na krilo odozgo prema silom izmijenjenog smjera ali istog intenziteta.

20

Kod krila simetričnih aeroprofila pri pozitivnim vrijednostima napadnog kuta sila uzgona je usmjerena prema gore okomita na pravac neporemećene struje zraka. Pri malim negativnim napadnim kutovima za nesimetrične aeroprofile jednaka nuli dok se s daljnjim smanjenjem napadnog kuta sila uzgona povećava ali postaje negativna. Za razliku od krila s nesimetričnim aeroprofilom krilo sa simetričnim aeroprofilom imati će =0: R2 = 0. To se objašnjava time da je brzina na donjaci i gornjaci ista i ne postoje razlike tlakova koje bi stvorile uzgon. Zbog takvog svojstva simetrični aeroprofili se ugrađuju pod određenim napadnim kutom u odnosu na neporemećenu zračnu struju što omogućuje da kut između uzdužne osi aviona i neporemećene zračne struje bude 0o, a tetive krila i zračne struje neki kut koji predstavlja napadni kut za vrijeme horizontalnog leta.

Napadni kut za vrijeme leta može dostići svoju kritičnu vrijednost tzv. kr(14-18o) a određuje se na temelju C2max.

Rz=C2

OTPOR KRILA

Sila otpora krila koja se pojavljuje kao rezultat suprostavljanju pri kretanju krila kroz zrak. Čeoni otpor krila jedan je od glavnih parametara krila. U aerodinamičkom pogledu ukoliko je on manji utoliko je krilo bolje jer se na savladavanje otpora troši manji dio korištene energije.

Rx= Cx

OTPOR KRILA SASTOJI SE OD:a) profiliranog otpora Rxb) induciranog otpora Rxi

PROFILIRANI OTPOR:nastaje zbog razlike pritiska ispred i iza aeroprofila i zbog trenja zraka o površinu krila .

On zavisi od: a) oblika krila b) glatkoće površine c) razlike pritiska ispred i iza aeroprofila

Trenje zraka o površinu krila zavisi o stanju graničnog sloja. Ukoliko je trenje veće i nečista površina krila veći dio graničnog sloja biti će turbulentan, a to utječe na ukupan otpor zrakoplova. Kod aviona s pogonskim sustavom na bazi klipnih motora 10% čeonog otpora krila otpada na otpor trenja. Da bi se takav otpor smanjio točka pretvorbe pomiče se prema izlaznoj ivici 40-60% tetive upotrebljavajući semilaminarne i laminarne aeroprofile.

21

INDUCIRANI OTPOR

Posljedica nejednakog tlaka na gornjoj i donjoj površini krila pa se na krajevima krila stvaraju vrtlozi koji se proširuju duž izlazne ivice krila. Za ovakvo obratno kretanje zraka u vihorima troši se energija (dio pogonske snage pogonskog sustava), a to je onda dopunski otpor kretanju aviona. Inducirani otpor javlja se pri strujanju u ravnini oko profila neizmjernog raspona. Vrtlozi koji se odvajaju od izlazne ivice na kraju krila stvaraju dopunsku brzinu strujnica usmjerenu u pravcu strujanja i raspona krila, a pošto je ova dopunska brzina vrlo mala uglavnom utječe na promjenu napadnog kuta koji se smanjuje zavisno od veličine dopunske brzine za vrijednost . Za otkloniti će se i pravac sile zbog dopunske brzine odnosno stvorenog induciranog otpora Rxi.

Inducirani otpor je veći ukoliko se na krilu stvara veći uzgon i ukoliko je veća širina tj. ukoliko je vitkost krila manja.

OTPOR AVIONA

Rxa/c=Rxo + Rxi + RštŠtetni otpor je otpor opstrujavanja svih dijelova aviona osim krila. Teži se da ukupni otpor

aviona bude što manji, a to se postiže na sljedeći način:A) smanjenjem štetnog otpora -- oblaganjem oplatom dijelova izvan trupa i krila -- finom obradom površina izloženih djelovanju zračne strujeB) smanjenjem induciranog otpora -- upotrebom krila veće vitkosti sa zaobljenim krajevima -- postavljanjem tip tankova ,wingleta ili tereminezonaC) smanjenjem otpora zbog interferencije -- zbog utjecaja jednog dijela aviona na drugi (krilo, trup, rep-trup itd.)D) smanjenjem prolaska zraka kroz razne procjepeE) smanjenjem otpora pri hlađenju motoraF) smanjenjem valnog otpora krila sa oštrim ivicama

22

POLARA POLARA KRILA

--predstavljaju grafički prikaz koeficijenta uzgona i otpora u zavisnosti od napadnog kuta. Otto Lilliental je prvi konstruirao polarni dijagram, a on služi kao osnova aerodinamičkog i statičkog proračuna aeroprofila krila ili cijelog aviona

-2 0 2 4Cz - 0.1 0.13 0.165 0.312Cx 0.012 0.011 0.013 0.017

KONSTRUKCIJA POLARE

Zasniva se na koeficijentu uzgona i koeficijentu za različite napadne kutove. Vrijednosti se dobivaju nakon mjerenja u aerotunelima i analitičkom obradom. Podaci se tabelarno sređuju i koriste pri konstrukciji polare. Na dijagramu možemo očitati vrijednost kuta finese za pojedine vrijednosti napadnog kuta. Kritični napadni kut je kut pri kome je C2=C2max, a dobije se povlačenjem tangente na krivulju koja je paralelna s apcisom. Najpovoljniji napadni kut predstavlja kut najveće finese ,a dobije se povlačenjem tangente iz koordinatnog početka na krivulju, označava se sa najp. Napadni kut nultog uzgona C2=0 nalazi se na mjestu krivulje koja sječe apcisu. Povlačenjem pravca iz koordinatnog početka koji sječe krivulju u dvije točke dobit ćemo vrijednost dva kuta sa istim finesama 1 i 2. Povlačenjem tangente koja je paralelna koordinati u točci u kojoj se dodiruje s krivuljom dobiti ćemo kut najmanjeg otpora koji se označava sa .

FINESA: = kut finese

23

Fopt= optimalna finesa

Kao rezultat opstrujavanja krila stvara se Rz i Rx. Odnos tih dviju veličina naziva se finesa krila ili aeroprofila. Iz jednadžbe se vidi da finesa zavisi o uzgonu i otporu koji ovise o obliku profila, stanju površine krila i napadnom kutu .Maksimalna vrijednost finese naziva se optimalna finesa krila i označava se sa Fopt i Fnajp. Da bi se postigla što optimalnija finesa teži se za što većim povećanjem uzgona nasuprot smanjenju otpora krila.

Kut finese je kut koji zaklapa ordinata i tangenta povučena iz ishodišta na

polaru.= iz jednadžbe se vidi da je kut finese obrnuto proporcionalan finesi krila

odnosno aeroprofila. Tanki aeroprofili imaju veću finesu zato što je koeficijent otpora znatno manji od koeficijenata otpora debljih aeroprofila. Na finesu krila utječu: A) profil krila B) oblik krila u planuC) vitkost krilaD) obrada površine krilaE) svi faktori koji utječu na veličinu Rz i Rx minimalnu vrijednost kuta finese imat ćemo

pri maksimalnoj vrijednosti finese krila

POLARA AVIONAPolara aviona kao i polara krila je krivulja koja pokazuje zavisnost

koeficijenata uzgona i otpora u zavisnosti od napadnog kuta i od polare krila razlikuje se za veličinu štetnog otpora. Konstruirati se može na jedan od sljedećih načina:

A) dodavanje štetnih otpora vlastitom otporu krilaB) mjerenjem modela aviona u aerodinamičkom tuneluC) uspoređivanjem već poznatih polara sličnih aviona po veličini koncepciji i brziniD) ispitivanjem gotovog aviona u letu

Otpor cijelog aviona sastoji se od otpora nosećih površina i otpora svih ostalih dijelova aviona (rezervoari, antene , stajnih organi).Otpor svih dijelova koji ne sudjeluju u stvaranju sile uzgona naziva se štetni otpor .Koeficijent štetnog otpora odnosi se na maksimalne čeone presjeke pa ukoliko želimo štetne otpore dodati otporu nosećih površina onda ih svodimo na površinu krila. Da bismo dobili koeficijent otpora koji uvažava utjecaj svih dijelova aviona na veličinu ukupnih otpora služimo se izrazom: s--površina maksimalnog presjeka pojedinih

Cxred= djelova aviona

S--površina krila Ovaj izraz predstavlja reducirani koeficijent otpora koji sadrži utjecaj svih

štetnih otpora aviona a odnosi se na 1m2 površine krila, pa prema tome ukupni koeficijent otpora jednak je zbroju koeficijenata otpora nosećih površina i reduciranog koeficijenta

Cxuk=Cxkrila+Cxred

Dobivene vrijednosti štetnih površina i koeficijenata štetnih otpora mogu se prikazati tabelarno:

24

dio aviona štet. pov. Cxet Cxuktrup 0.77 0.18 0.1386ver. stab. 1 0.015 0.015horz. stab. 2 0.015 0.030podvozje 0.018 0.15 0.027

Do sada smo promatrali promjene koeficijenta otpora ne uzimajući u obzir koeficijent otpora elise. Ukoliko je na avion ugrađen pogonski sustav s elisom njen se koeficijent otpora posebno nanosi na lijevu stranu koordinatnog početka. Pri očitavanju vrijednosti ukupnog otpora aviona mjerodavan je koordinatan početak E a ne onaj u točci O.

UREĐAJ ZA POVEČANJE UZGONA U praksi povećanje uzgona ostvaruje se na jedan od sljedećih načina: A) kontroliranjem graničnog sloja B) povećanjem efektivne zakrivljenosti aeroprofila C) povećanjem cirkulacijePovećanje koeficijenta uzgona postiže se pomoću posebnih uređaja ugrađenih na avion, a

ti uređaji omogućuju smanjenje dužine staze polijetanja i slijetanja te povećanje sigurnosti leta za vrijeme polijetanja i slijetanja.

Vmin= G=težina

S=površina

Iz jednadžbe se može zaključiti da se smanjenje minimalne brzine može postići smanjenjem specifičnog otpora krila ili povećanjem maksimalnog koeficijenta uzgona. Pri danoj težini aviona smanjenje specifičnog opterećenja moguće je jedino povećanjem površine ili povećanjem maksimalnog koeficijenta uzgona. Danas se uglavnom koriste uređaji koji bi povećali efektivnu zakrivljenost aeroprofila i uređaji za kontrolu graničnog sloja. Svi ti uređaji imaju osobinu da povećavaju koeficijent uzgona ali istovremeno raste koeficijent otpora koji nije poželjan pri polijetanju ali nije štetan pri slijetanju.

Na primjer --- na polijetanju koeficijent uzgona se povećava pomoću zakrilaca. Ako je njihov maksimalni otklon 40o na dolje u polijetanju ćemo ga postaviti na 10 - 20o , a na slijetanju na 30 - 40o da bi što više povećali otpor i smanjili brzinu slijetanja.

25

A) uređaji za povećanje uzgona kontroliranjem graničnog sloja 1) PRETKRILCA -- uređaji namijenjeni za povećanje uzgona tj. maksimalnog koeficijenta uzgona

prilikom polijetanja kao i pri letu s velikim napadnim kutom stvarajući procjep između napadne ivice i samog pretkrilca gdje se zračna struja ubrzava: otklanja se na dolje te na taj način daje dodatnu energiju graničnom sloju i sprečava njegovo odvajanje od površine krila, prema tome pretkrilca su uređaji koji povećavaju maksimalni koeficijent uzgona i kritični napadni kut kontroliranjem graničnog sloja.

Tetiva pretkrilca obično iznosi 12-15% lokalne tetive krila (podrazumijeva se duž određenog raspona - zato kažemo lokalne). Tetiva krila se povećava na taj način što se tetiva pretkrilca pomiče u naprijed za oko 60% vlastite tetive, a ima mogućnost spuštanja prema dolje za oko 15% vlastite tetive. Prirast koeficijenta uzgona je prilično velik ukoliko su pretkrilca postavljena duž čitavog raspona krila.

Pretkrilca se obično postavljaju na oko 50% raspona krila i povećavaju maksimalni koeficijent uzgona za 1/6 ukupnog uzgona. Povećanjem uzgona povećava se kritični napadni kut što omogućuje slijetanje aviona pod većim napadnim kutom bez bojazni da će nastupiti prekid opstrujavanja zračne struje oko aeroprofila tj. odljepljenje graničnog sloja. Nedostatak tih uređaja očituje se u povećanju otpora naročito ako su pretkrilca postavljena

na krilo male debljine.

2) NOSNO KRILCE --- ugrađuje se kod tankih laminiranih i semilaminiranih aeroprofila sa

malim zaobljenjem prednje ivice gdje je skoro nemoguće tehnički izvesti pretkrilce ,a uz to bi imalo malu efikasnost i odgovarajuću iskoristivost. Ukoliko se procijep između pretkrilca i krila smanji njegova efikasnost se povećava, a najveća je ako procijepa uopće nema. Zato se postavljaju pretkrilca slična zakrilcima ali se postavljaju na napadnoj ivici. Najpoznatije je Korügerovo s kutom u otvorenom položaju 110o i moguće pomicanje unaprijed za oko 80% tetive.

26

3) UREĐAJI ZA SPUŠTANJE NOSA AEROPROFOLA

Vrlo značajni za nadzvučne aeroprofile s oštrim napadnim bridom kod kojih i pri malim napadnim kutovima dolazi do odvajanja zračne struje na napadnom bridu krila što dovodi do smanjenja maksimalnog koeficijenta uzgona i kritičnog napadnog kuta. Ovdje je obično pretkrilce i nosno krilce praktično neizvedivo zbog tankog napadnog brida krila.

B) ZA POVEČANJE UZGONA ZAKRIVLJENOŠĆU AEROPROFILA 1) zakrilca 2) flapsovi (kapci) 3) podkrilca

1) ZAKRILCA

ZAKRILCA su pokretni dijelovi krila koji se nalaze na izlaznoj ivici i zauzimaju određeni raspon i tetivu krila, a u konstruktivnom smislu mogu biti izvedena kao obično zakrilce, zakrilce s procjepom, mlazno zakrilce, fowler zakrilce, flaps ili kapak.

OBIČNO ZAKRILCE postavlja se na zadnji dio površine krila. Otklanja se za određeni broj stupnjeva prema dolje. Maksimalni koeficijent uzgona se povećava povećanjem zakrivljenosti profila.

ZAKRILCE S PROCIJEPOM može biti izvedeno s jednim ili više procijepa i za razliku od običnog zakrilca zakrilce s procijepom pri otklonu prema dolje stvara procijep između krila i zakrilaca. Efekt procijepa ogleda se u postavljanju (priljubljivanju) graničnog sloja za strujanje zraka koje prolazi kroz procijep. Osim spuštanja zakrilac na dolje konstrukcijska rješenja omogućavaju i pomicanje unazad a time se povećava efektivna površina krila. Najpoznatije je Fowlerovo zakrilce.

27

Za razliku od predkrilca kod kojih se povećava koeficijent uzgona i kritični napadni kut kod zakrilaca se povećava samo koeficijent uzgona a kritični napadni kut se smanjuje (vidi dijagram). U odnosu na zakrilce bez procijepa zakrilca s procijepom su efikasnija ali nedostatak im je u tome što povećavaju otpor krila kada su postavljena u neutralan položaj. Pri spuštanju zakrilaca prema dolje centar potiska se pomiče prema nazad.

Mlazno zakrilce izvodi se s procijepom po dužini izlazne ivice krila kroz koji pod određenim kutom izlaze ispušni plinovi koji se dovode od motora. Ispušni plinovi koji izlaze mijenjaju spektar opstrujavanja krila slično kao pri promjeni zakrivljenosti koji stvara isti efekt . Efikasnost mlaznog zakrilca zavisi o brzini mlaza, jediničnom protoku mlaza kroz mlaznik kao i oblika mlaznika.

Flapsovi se izvode kao ravne neprofilirane ploče ispod zadnjeg dijela krila koje imaju mogućnost da se pomiču prema dolje. Povećanjem maksimalnog koeficijenta uzgona postiže se povećanje cirkulacije zbog depresije koja se stvara između krila i kapaka jer nastaje podsisavanje zračne struje i sprečavanje njenog odvajanja od površine krila. Pri otklanjanju kapaka znatno se povećava koeficijent otpora što u znatnoj mjeri smanjuje finesu aviona , a povećava krivulju putanje planiranja aviona. U aerodinamičkom pogledu kapci daju velike vrijednosti koeficijenta uzgona i koeficijenta otpora. Povećanje koeficijenta otpora je povoljno kod slijetanja jer se smanjuje brzina, a samim time i stazu slijetanja dok je upotreba kapaka u polijetanja ograničena. Maksimalan otklon ujedno je i najefikasniji tj. daje velike vrijednosti koeficijenta uzgona i otpora ali se prilikom polijetanja kapci postavljaju na 25 - 75% maksimalnog mogućeg otklona, a pri tome se staza polijetanja skraćuje i do 30%.

Podkrilca su donji pokretni dio zadnjeg dijela krila koji se spušta na donje za određeni broj stupnjeva a pored toga se pomiče i unazad i tvori procijep između izlazne ivice i samog potkrilca. Povećanje maksimalnog koeficijenta uzgona ostvaruje se povećanjem zakrivljenosti, stvaranjem procijepa kroz koji se vrši ubrzavanje zračne struje i davanjem energije graničnom sloju kao i povećanje površine krila. Procijep treba biti formiran tako da predstavlja konvergentni kanal (da skuplja zračnu masu)

28

C) uređaji ZA POVEČANJE UZGONA POVEČANJEM (SMANJENJEM) CIRKULACIJE

ZRAČNE KOČNICE -- uređaji koji služe da bi povećali otpor u određenim fazama ili režimima leta (jednošarnirne, dvošarnine)

ELISE

aerodinamički uređaji koji mehanički rad motora pretvaraju u vučnu ili potisnu silu koja savladava otpor zrakoplova i omogućava kretanje zrakoplova po zemlji ili/i let zrakoplova. Sastoji se od krakova i glavčine. Krakova ima dva ili više. Krakovi su vitopereni aerodinamički i geometrijski, a glavčina elise veže se na vratilo koje pokreće motor. Dijametar elise kreće se od 1.5 - 6m.

29

GEOMETRIJSKE KARAKTERISTIKE ELISE: n -- broj krakova D -- dijametar -- geometrijski nagibni kut elementa kraka elise na bilo kojoj udaljenosti r od vratila o -- geometrijski nagibni kut elementa kraka na udaljenosti 0.75 r H -- geometrijski korak elise - put koji element kraka elise napravi za 360 o pri okretanju

kroz čvrstu sredinu

h -- relativni geometrijski korak -- odnos

HA -- aerodinamički korak elise - put koji prijeđe element kraka elise za 360o kroz zrak hA --relativni aerodinamički korak -- odnos

k -- klizanje k=H - HA

30

TEORIJA NASTANKA VUČNE SILE

Spektar opstrujavanja elementa kraka elise sličan je spektru opstrujavanja profila krila. Zbog djelovanja zraka na element kraka stvara se aerodinamička sila R. Razlaganjem aerodinamičke sile na njene komponente -- okomito na os okretanja i paralelnu os okretanja dobije se elementarna sila otpora Q koja se suprotstavlja okretanju elise i elementarna vučna sila T. Sila otpora javlja se zbog razlike tlakova na napadnoj i izlaznoj ivici a vučna sila zbog razlike na zadnjoj i prednjoj površini kraka .Sila otpora usmjerena je u suprotnu stranu od pravca okretanja i suprotstavlja se okretanju elise a vučna sila okomita je na ravninu okretanja elise. Aerodinamička sila kraka ,a analogno tome i sila otpora i vučna sila bit će jednaka zbroju elementarnih sila .Ukupna vučna sila i sila otpora elise predstavljaju zbroj vučnih sila i sila otpora krakova. Sila otpora krakova na određenoj udaljenosti do osi okretanja elise stvara moment otpora koji se suprotstavlja okretanja elise. On je jednak: M=kQr gdje je k broj krakova ,Q je sila otpora kraka , r je

31

udaljenost sile otpora od osi okretanja.Za savladavanje tog momenta troši se okretni moment motora: Mo=716,2N/kn gdje je kn broj okretaja u minuti. Sila otpora i vučna sila zavise od konstruktivnog nagibnog kuta kao i od napadnog kuta kraka .Pri stalnom napadnom kutu krakova elise sila otpora i vučna sila zavise jedino o napadnom kutu i to pri povećanju napadnog kuta povećava se stalno i sila otpora ,dok se vučna sila povećava samo do određene veličine. Aerodinamičke sile elise i motora su vučna sila i sila otpora .Postoje tri tipa teorije nastanka vučne sile:1) rankin--Freudova teorija2) teorija elementa kraka3) vihorna teorija

1)RANKIN--FREUDOVA TEORIJAPrema toj teoriji impuls vučne sile jednak je količini gibanja zraka: T=ma a=dv a=dv=Rankin--Freudova teorija se zasniva na sljedećim hipotezama:--Realni rotor ili elisa zamijenjeni su sa idealnim koji ima bezbroj krakova u obliku diska.--Zrak koji prolazi kroz ravninu diska (elise) je nestišljiv.

Prva hipoteza daje uniformiranu predodžbu o promjeni brzine ispred i iza ravnine diska a time i vučne sile.

Druga pretpostavka omogućuje primjenu Bernulijevog zakona za nestišljiv fluid.

karakteristični presjeci su A0,AD i A1. A0 nalazi se 2 ili više dijametara ispred ravnine diska i u tom presjeku diska brzina je V a tlak po. U presjeku AD u ravnini diska imat ćemo brzinu strujanja Vd i prema zakonu kontinuiteta pad tlaka na p,pa pri prolasku zraka kroz disk masa zraka dobiva kinetičku energiju zbog čega dolazi do porasta tlaka za

p na vrijednost p+ p. Iza ravnine diska brzina raste do V1 ,a tlak opada do atmosferskog tlaka po na određenoj udaljenosti od diska. Teorija Rankin - Freudova je idealiziran jer promatramo samo količine kretanja zraka kroz ravninu diska, a kod stvarnih elisa i rotora javlja se čitav niz gubitaka kao: 1) utjecaj konačnog broja krakova 2) neustaljeno gibanje zraka 3) gubici uslijed okretanja mlaza strujeVuča sila određena ovom metodom može se usvojiti za približne proračune jer je ona za

20% veća od vrijednosti dobivenih ispitivanjem na radnom stolu.

32

AERODINAMIČKI KOEFICIJENT ELISE I IZBOR ELISE

Rezultati aerodinamičnih proračuna i ispitivanja elisa koji su dani u obliku bezdimenzionalnih koeficijenata mogu se koristiti za izračunavanje bilo koje geometrijske slične elise. Te vrijednosti su prikazane dijagramima u zavisnosti o koeficijentu rada elise ().

Na taj način smo odredili sljedeće koeficijente:

n=broj okretaja

C = koeficijent vučne sile

Cq= koeficijent obrtnog momenta

Cp= koeficijent snage

y= koeficijent korisnosti

= koeficijent rada

POGONSKI SUSTAV ZRAKOPLOVA S ELISOM

To je ustvari motor i elisa te reduktor ukoliko je potreban. Motor pretvara kemijsku energiju goriva u toplinsku odnosno mehanički rad koji se pomoću elise pretvara u vučnu ili potisnu silu. Pri pretvaranju mehaničkog rada motora u vučnu silu javljaju se određeni gubici:A) Trenje krakova o zrakB) Vrtloženje zraka koje je naročito intenzivno na krajevima eliseC) Odbacivanje zračne mase u nazadD) Otpor zbog stišljivosti zraka

33

Koeficijent korisnosti pogonskog sustava zrakoplova s elisom jednak je odnosu snage elise i snage motora 100.

y=

Za idealno odabiranje elise i motora maksimalni koeficijent korisnosti je oko 85% za sve ostale 75--80%.

Uvjeti koje moraju zadovoljiti sve elise:

A) Da razvijaju dovoljnu vučnu ili potisnu silu u svim uvjetima letaB) što veći yC) Dovoljnu čvrstoću i izdržljivost

A glavni zahtjevi na koje trebaju odgovoriti elise i uvjeti u kojima treba raditi određenim putem oblika su:A) Potpuna simetričnost (aerodinamička i težinska)B) Krakovi elise moraju razvijati optimalnu vučnu silu imajući najbolju aerodinamičku

finesu.C) Centralni dio elise (glavčina) mora biti najotporniji.

Avionske elise dijelimo na:1) Elise stalnog korakaelise iz jednog djela kojima je nepromijenjen2) Elise s podešavajućim korakompostoji mogućnost mijenjanja ali samo na zemlji3) Elise dvojnog korakakod kojih se krakovi elise mogu postaviti u dva položaja odnosno

dva različita koraka (mali za polijetanje i male brzine, a veliki za velike brzine)4) Elise promjenjivog korakakod kojih se korak elise može prilagoditi različitim režimima

leta u zraku.

Zavisnost vučne sile o progresivnoj brzini leta aviona

34

Dijagram zavisnosti snage elise o progresivnoj brzini leta aviona

Zavisnost vučne sile o progresivnoj brzini leta aviona:Maksimalna vučna sila je prilikom polijetanja pri brzini V=O. Povećanjem

brzine vučna sila pada .Vučna sila odnosno snaga je jednaka nuli kada brzina dostigne dvostruku maksimalnu brzinu. Ako točka pri kojoj je vučna sila maksimalna i pri kojoj je jednaka nuli spojimo dobit ćemo pravac koji nam predstavlja raspoloživu vučnu silu na maksimalnom broju okretaja i pokazuje zavisnost vučne sile o progresivnoj brzini leta aviona.

Dijagram zavisnosti snage elise o progresivnoj brzini leta aviona:Analizirajući dijagram uočavamo da brzina i snaga elise rastu do Vmax. u

horizontalnom letu.Daljnjim povećanjem brzine korisna snaga elise opada do približno 2x Vmax.

gdje iznosi O. Praktičnu upotrebu ima samo onaj dio krivulje između minimalne brzine koji je označen plavo.

KARAKTERISTIKE POGONSKOG SUSTAVA S ELISOM

Elisu karakterizira dijametar, profil i ostale geometrijske karakteristike, materijal izrade i korak elise .Korak elise možemo svrstati u dvije kategorije:

1) kategorija -- upotrebljava se na pogonskim sustavima s klipnim motorom manjih snaga za manje brzine leta i to su elise konstantnog ili dvojnog koraka

2) kategorija -- upotrebljava se kod pogonskih sustava zrakoplova na bazi klipnog motora većih snaga ili turbomlaznih motora, međutim one moraju ispunjavati veće zahtjeve zbog većih brzina leta - stoga se upotrebljavaju elise promjenjivog koraka s manjim dijametrom. Zbog većeg dijapazona brzina upotrebljavaju se elise s adekvatnim geometrijskim i aerodinamičnim karakteristikama.

35

LETNE OSOBINE AVIONA

USTALJENI REŽIMI KRETANJA AVIONASva kretanja zrakoplova dijelimo na ustaljena i neustaljena.Ustaljeno kretanje je ono kretanje gdje je brzina stalna po veličini i pravcu, što znači da nema ubrzanja ni usporenja u toku leta zbog čega je smjer kretanja pravocrtan.

HORIZONTALNI LET

Je pravocrtno kretanje konstantnom brzinom i pri konstantnom napadnom kutu.Svaka točka zrakoplova se kreće horizontalno iako položaj osi trupa u odnosu na horizont

može biti pod određenim kutom.

Rz = G

T = Rx

Na avionu u horizontalnom letu djeluju težina aviona G, sila uzgonaR2 , sila otpora Rx i vučna sila T. Iako praktično sve sile ne djeluju iz centra težišta radi lakšeg promatranja reducirani su na centar težišta.

Centar težišta C.G. Uvjeti horizontalnog leta -- pri ustaljenom kretanju aviona uvjet ravnoteže sila i

momenata određuje se zbrojem svih sila i momenata u odnosu na odgovarajuće osi aviona čija suma mora biti nula.

36

Rz=0 Mz=0 Rx=0 Mx=0 Ry=0 My=0

Duž vertikalne osi Z na avion djeluje težina G i sila uzgona, da bi avion letio horizontalno avion mora biti u ravnoteži. Ukoliko se ona poremeti avion više ne leti horizontalno. Ako je sila uzgona veća od težine avion će penjati, a ako je sila uzgona manja od težine avion će gubiti na visini.

Drugi uvjet horizontalnog leta Rx=T pokazuje da također da te dvije sile moraju biti u ravnoteži jer ako se ona poremeti pojaviti će se akceleracija ili retardacija što će poremetiti odnos sila i momenta.

Promjena vučne sile utječe na promjenu brzine ,a ona utječe na veličinu uzgona, pa će avion iz horizontalnog leta prijeći u penjanje ili spuštanje

Rz=G

Cz Vmin=4

Czv2s=2G V=4 brzina na h=0

V= brzina na bilo kojoj visini

V=

---Iz konačnog izraza potrebna brzina za horizontalni let na bilo kojoj visini zavisi od:

A) specifičnog opterećenja , ukoliko je opterećenje veće potrebna je veća

brzina leta. B) koeficijent uzgona zavisi o napadnom kutu, ukoliko je napadni kut veći do -krit

uzgon će biti veći C) gustoća opada sa visinom pa će na većoj visini leta biti potrebna veća brzina leta D) težina aviona ukoliko je veća i brzina u horizontalnom letu biti će veća.

Minimalna brzina u horinzotalnom letu postiže se pri maksimalnim vrijednostima uzgona.Ukoliko je Vmin manja biti će olakšano slijetanje, usto se koriste i zakrilca , predkrilca I

zračne kočnice.

T=Rx F=

G=Rz

37

NH = snaga u horizontalnom letu

PENOV DIJAGRAM

Penov dijagram predstavlja zavisnost između potrebne i raspoložive maksimalne snage motora i brzine leta aviona za određenu visinu leta i težinu aviona.Na dijagramu se ucrtava krivulja raspoložive snage za određeni motor u zavisnosti od

brzine leta, a zatim se ucrtava krivulja potrebne snage i to na slijede}i način: --- na ordinatnu os dijagrama nanose se sljedeći podaci potrebne snage motora u

zavisnosti o napadnom kutu i brzini leta, na apcisu se nanosi vučna sila elise za danu brzinu.

--- translatiranjem sljedećih brzina po horizontali odnosno vertikali dobivaju se sljedeće točke koje međusobnim povezivanjem stvaraju Penov dijagram.

a) sjecište Np i Nr te označava na apcisi Vmax.b) predstavlja sjecište Np i Nr te Vmin aviona, odnosno napadni kut na kojem je još uvijek

moguć horizontalni letc i d) točke iste snage za različite horizontalne brzine aviona, odnosno različite vrijednosti

napadnih kutova e) predstavlja potrebnu snagu za Vmin u horizontalnom letu i pripadni napadni kutf) predstavlja potrebnu snagu za Vek i odgovarajući napadni kut koji se dobiva

povlačenjem tangente paralelne sa apcisomg) predstavlja potrebnu snagu za nepovoljniju brzinu a dobiva se povlačenjem tangente iz

ishodišta na Np

REŽIMI HORIZONTALNOG LETA

Na temelju Penovog dijagrama dolazimo do zaključka da se horizontalni let može podijeliti na dva režima:

Prvi režim--predstavlja let brzinom od ekonomične do maksimalne i pri tom režimu letimo s velikim brzinama i malim napadnim kutovima uz racionalno korištenje snage.

38

Drugi režim--let pri malim brzinama i napadnim kutom većim od ekonomičnog, a u praksi se ovaj režim leta koristi za slijetanje i obuku pilota. Karakterističan je po neracionalnom korištenju snage motora, slabom stabilnošću ,a postoji mogućnost obratnog djelovanja komandi pri kritičnom napadnom kutu.

PLANIRANJE Rz = Gcos

Rx=Gsin =kut planiranja

--Planiranje je let aviona pod određenim kutom po pravcu nagnutom prema horizontu sa smanjenjem visine leta i stalnom brzinom. To je let bez vučne sile, na avion djeluje sila uzgona i otpora te se let vrši pri stalnom napadnom kutu,promjena brzine sa visinom je neznatna pa se može smatrati stalnom.

--U planiranju kao i u horizontalnom letu imamo dva režima planiranja:1) vrši se pri velikim brzinama i malim negativnim napadnim kutovima2) vrši se pri kutu većem od najpovoljnijeg i pri manjim brzinama--Planiranje aviona pri većim napadnim kutovima od kritičnog naziva se propadanje.Daljina planiranja je udaljenost koju avion prijeđe za vrijeme planiranja. Ona ne zavisi o

težini aviona nego samo o finesi, visini planiranja, te pravcu i jačini vjetra.

39

F= L=HF Fopt=

40

PENJANJE

Rz=Gcos

T=Rx+Gsin

--Penjanje je pravocrtno kretanje aviona ustaljenom brzinom po putanji nagnutoj u odnosu na horizont na više. Ostvaruje se jedino ako postoji višak snage pogonskog sustava.U penjanju je vučna sila veća od sile otpora za komponentu težine sin koja je paralelna putanji leta dok je sila uzgona manja od težine Gcos. Sve sile su reducirane na centar težišta.

--Prvi uvjet predstavlja uvjet pravocrtnog kretanja aviona ,a drugi uvjet je ravnomjernosti sile kretanja.

--Kod analize aviona u penjanju dolazimo do zaključaka:1) Sila uzgona pri penjanju manja je od sile uzgona u horizontalnom letu jer u penjanju

uravnotežava komponentu težine a ne ukupnu težinu.2) Vučna sila je veća u penjanju nego u horizontalnom letu jer uravnotežava silu čeonog

otpora i komponentu u pravcu leta.

Rz=Gcos

Cz

NH= VH= Vp= Vp--brzina

penjanja

Np=NH+ Vp=VH

NEUSTALJENI REŽIMI LETA

41

--neustaljeno kretanje aviona promjenjivom brzinom i pravcem naziva se onda kada sile i momenti koji djeluju na avion nisu međusobno uravnotežene.

--Neustaljena kretanja: A) Polijetanje B) Slijetanje C) Zaokret D) Kovit i sve vrste evolucija

A) POLIJETANJE

--Vrši se uvijek u suprotnom smjeru od smjera pružanje vjetra--Snaga motora prilikom polijetanja je najveća--Prije početka kretanja aviona sila uzgona na krilima i repnim površinama je jednaka

nuli, a reakcija zemlje na kotače jednaka je ukupnoj težini zrakoplova.

FAZE POLIJETANJA:1) Zalet 2) Odljepljenje 3) Polet 4)Uzlet

Odljepljenje

42

ZALET --- početna faza polijetanja koja je potrebna da se na krilima stvori sila uzgona dostatna za savladavanje težine aviona. Za postizanje dostatne sile uzgona na krilima potrebna je određena brzina koja se postiže pri malim napadnim kutovima da bi se postigle što manje vrijednosti čeonog otpora.

ODLJEPLJENJE -- počinje u momentu kada pilot na kraju zaleta neznatno povlači palicu na sebe, povećavajući time napadni kut, pa time sila uzgona postaje veća od težine aviona .U tom trenutku brzina je za 10 - 15% veća od Vmin u horizontalnom letu.

POLET -- nastupa nakon odljepljenja, da bi avion postigao neophodnu brzinu za prelazak u sljedeću fazu polijetanja.

UZLET --- nastaje poslije polijetanja kada pilot povlači palicu na sebe i avion nastavlja kretanje po putanji koja je na horizont nagnuta na više. Ova faza traje dok avion ne postigne visinu 15 - 20m poslije čega prelazi u bilo koji režim leta. Uzlet se vrši pri stalnoj brzini sa stalnim viškom snage.

Faktori koji utječu na dužinu zaleta su tip i dimenzije aviona, trenje kotača, brzina odljepljenja , te pravac i jačina vjetra. Brzina odljepljenja biti će veća ukoliko je dužina zaleta veća, a ako se specifično opterećenje poveća, povećati će se i potrebna brzina, a time i staza zaleta. Opterećenje krila povećava se sa brzinom, a time i staza pa zato upotrebljavaju zakrilca koja smanjuju brzinu odljepljenja za 10 - 12%, a time i dužina zaleta 25 - 30%.Trenje kotača povećava se ukoliko se povećava težina zrakoplova i ukoliko se povećava koeficijent trenja koji zavisi o podlozi.

Prilikom povećanja trenja dužina staze zaleta i brzina odljepljenja raste.Jačina i pravac vjetra također utječu; leđni vjetar povećava potrebnu brzinu

odljepljenja, a time i dužina zaleta, a čeoni vjetar smanjuje brzinu odljepljenja i stazu zaleta.

Polijetanje aviona može se poboljšati upotrebom mehanizacije krila, upotrebom startnih raketa ili upotrebom forsaža kod mlaznih motora.

B) SLIJETANJE AVIONA

FAZE: 1) planiranje 2) izravnavanje 3) pridržavanje 4) dodir 5) završno kretanje

43

PLANIRANJE -- vrši se u cilju smanjenja visine i proračunavanju dodira. Počinje s visinom 15 - 20m, a završava sa 6 - 8m što ovisi o tipu aviona.

IZRAVNAVANJE -- prevođenje aviona iz planiranja u horizontalni let. Počinje na 6 - 8m, a završava na 1 - 2m. U toku izravnavanja avion postepeno gubi brzinu koju je dobio u fazi planiranja.

PRIDRŽAVANJE -- ima za cilj da avion prije dodira smanji brzinu do određene brzine za slijetanje te da se dovede u položaj koji odgovara vrsti stajnih organa.

DODIR -- moment kada kotači dotaknu poletno sletnu stazu

ZAVRŠNO KRETANJE-- posljednja faza slijetanja ,a predstavlja kretanje aviona po inerciji. Završno kretanje zavisi od brzine slijetanja, smjera i pravca vjetra, kočenju kočnica.

ZAOKRET

To je kretanje aviona po zakrivljenoj putanji. Pravilna putanja zaokreta je kada težište aviona opisuje krug dok se nepravilnim zaokretom smatra kada avion kruži na većoj ili manjoj visini od početne visine kretanja.

Zaokret sa stalnim kutom nagiba i stalnim radijusom zaokreta naziva se pravilnim zaokretom. Kut aviona pri zaokretu predstavlja kut koji zaklapa horizontalna i poprečna os aviona u odnosu na kut nagiba, zaokreti se dijele na oštre s kutom zaokreta većim od 45o i blage s kutom zaokreta manjim od 45o.

Sile koje djeluju u zaokretu: Rz --- sila uzgona G --- težina r --- polumjer zaokreta Rz1 --- normalna komponenta sile uzgona Rz2 --- tangencijalna komponenta sile uzgona(centripetalna sila)

Rz21 --- centrifugalna sila

Rz1 --- rezultanta težine i centrifugalne sile --- kut nagiba

44

D) KOVIT

Kovit je spuštanje aviona po spirali s istovremenim okretanjem oko težišta u odnosu na os aviona. Postoje dvije vrste kovita --- obični (strmi) s kutom poniranja većim od 45o i pljoštimični (blagi) s kutom poniranja manjim od 45o.

U kovitu avion se okreće pravocrtno oko vertikalne osi na radijusu r.

Zbog takvog kretanja krajnji presjek vanjskog krila b ima veću brzinu od unutrašnjeg krila a (krajnjeg presjeka).Osim okretanja oko osi “oo” avion se okraće oko osi “xx”. Zbog takvog okretanja vanjsko krilo dobiva dopunsku brzinu usmjerenu prema gore dok unutrašnje krilo dobiva istu brzinu usmjerenu prema dolje.

Promatrajući brzinu kod spuštenog i podignutog krila vidimo da je brzina vanjskog krila veća jer prelazi veći put od unutarnjeg kao i da je napadni kut vanjskog krila manji od napadnog kuta unutrašnjeg krila. Ova razlika u napadnim kutovima je uzrok u razlikama aerodinamičkih sila što ima za posljedicu da se avion koji je u kovitu nastavlja okretati automatski, ponekad bez volje pilota (autorotacija).

45

UPOTREBA KOMANDI U KOVITU

Uvođenje aviona u kovit vrši se na sljedeći način -- poslije oduzimanja gasa ručna komanda se povlači na sebe dovodeći avion na veliki napadni kut uz istovremeno smanjenje brzine dok se ne postigne brzina slijetanja; potom se ručna komanda energično povlači do kraja što dovodi avion do kr, a to ima za posljedicu pojavu autorotacije. Osim ovakvog namjernog kovita avion može ući u kovit mimo volje pilota što se događa kada avion leti na malim brzinama i velikim napadnim kutovima.

Pokazatelji koji nam pokazuju približavanje kovitu su: --- slabo reagiranje repnih komandi( mogućnost otkazivanja nakon

prelaska kr jer se uzgon skokovito smanjuje.

46

Iz ovog proizlazi da je opasno strmo penjanje malom brzinom, propadanje i zaokret s gubitkom brzine. Kod izvlačenja iz kovita dodaje se puni gas što daje veću energiju upravljačkim površinama; potom se daje puna noga suprotno od rotacije aviona čime se uklanja moment okretanja. Nakon toga palica se gura od sebe u neutralan položaj ako se radi o pljoštimičnom kovitu, odnosno od sebe prema naprijed ako se radi o strmom kovitu. Potom se postavljaju pedale u neutralan položaj i polako se avion vadi iz obrušavanja.

UTJECAJ CENTRAŽE NA KOVIT

Osnovni faktor koji utječe na kovit je raspored tereta u avionu, odnosno njegova centraža. Postoje dva slučaja ; kada je centraža prednja i kada je ona stražnja.

Na slici A prikazan je avion u desnom kovitu s položajem centra težišta ispred centra potiska. Djelovanje momenta koji spušta nos aviona i smanjuje kut u odnosu na horizont tj. vodi avion u strmi kovit. Takva centraža omogućuje lak prelazak iz kovita u strmo obrušavanje, a nakon toga i vađenje iz kovita.

U slučaju B centar težišta je iza centra potiska i tada se javlja moment koji teži povećanju napadnog kuta u odnosu na horizont daje propinjući moment prilikom povećanja snage pogonskog sustava, a to povećava autorotaciju te otežava vađenje aviona iz kovita.

Iz tog proizlazi da je bolja prednja nego stražnja centraža o čemu treba voditi računa prilikom rasporeda tereta u avionu.

47

EVOLUCIJE

PETLJA -- predstavlja let po vertikalnoj zatvorenoj zakrivljenoj putanji promjenjivog radijusa zakrivljenosti.

PREVRTANJE --- manevar u vertikalnoj ravnini s gubitkom visine i promjenom pravca za 180o .

VALJAK --- manevar u horizontalnoj ravnini gdje se avion okreće oko xx osi za 360o .IMELMAN --- manevar vertikalne evolucije s brzom promjenom smjera za 180o uz

dobijanje visine. BORBENI ZAOKRET -- manevar uz brzu promjenu pravca leta za 180o uz istovremeno

dobivanje visine i okretanje aviona u željeni pravac.

PLAFON LETA, DOLET I TRAJANJE LETAPostoje dvije vrste plafona leta -- teoretski i praktični. Teoretski plafon leta

predstavlja visinu leta na kojem je proračunom određena vertikalna brzina penjanja V2 i raspoloživa snaga motora NR , pa je zbog toga daljnje penjanje nemoguće, a to znači da je na teoretskom plafonu moguć samo horizontalni let.

Praktični plafon leta praktično se može postići do one visine na kojoj je vertikalna brzina penjanja za spore avione 0.5 m/s, a za brze 2.5m/s.

Plafon leta zavisi o : A) višku snage motora B) specifičnom opterećenju C) finesi aviona

DOLET

---- udaljenost u kilometrima koju avion može preletjeti s dozvoljenim opterećenjem i punim rezervoarom goriva pod pretpostavkom da je atmosfera mirna i da nema strujanja da bi se postigao što veći dolet let se vrši na najpovoljnijem napadnom kutu tj. najpovoljnijoj brzini.

D= B -- potrošnja goriva u Kg po km leta

Q -- masa goriva u Kg P -- snaga u ks ili kw

B= b) -- specifična potrošnja kg/ks/h ili kg/kw/h

v) -- brzina u km/h

48

TRAJANJE LETA

--- predstavlja vrijeme koje avion može provesti u zraku pod uvjetom da su rezervoari puni gorivom. Da bi vrijeme trajanja leta bilo duže let se vrši na ekonomičnoj brzini i napadnom kutu. Režim leta kojem odgovara minimalna potrošnja goriva po satu leta predstavlja režim najvećeg trajanja leta.

T= B=Pb

CENTRAŽA AVIONA I STABILNOST AVIONA

U zavisnosti od osi oko koje se avion okreće može se javiti uzdužni , poprečni i moment po pravcu. Uzdužni moment okreće avion oko poprečne osi. Poprečni okreće avion oko uzdužne osi, a moment po pravcu oko vertikalne osi. Sve se događa oko C.G. i iz njega djeluje ukupna težina. Težište aviona je točka u kojoj djeluje vertikalna sila težine svih dijelova aviona. Položaj C.G. mora biti poznat s vrlo velikom točnošću naročito po uzdužnoj osi. To znači da treba voditi računa o razmještaju tereta kako bi se osigurao siguran let. Ukoliko se rade bilo kakvi veći radovi potrebno je izvršiti vaganje i provjeriti položaj C.G. u odnosu na SAT, kreće se u srednjim granicama između 23 i 35% SAT mjereno od napadne ivice.

X=

Z=

Položaj težišta aviona daje se obično u odnosu na SAT. U opisu svakog aviona dana je veličina i položaj C.G. u odnosu na SAT. Ako je poznat položaj C.G. i SAT može se odrediti centraža aviona, a centražom aviona se smatra odstupanje C.G. od SAT i izražava se u postocima dužine SAT. Položaj težišta aviona u odnosu na SAT određuje se pomoću odsječka C po uzdužnoj osi i odsjeka d po vertikalnoj osi. Pri takvom označavanju centraža se dijeli na prednju i stražnju ( prednja -- C.G. se nalazi na 23 - 28% mac; stražnja - C.G. se nalazi na 28 - 35% mac.). Uzdužna centraža aviona je značajna za održavanje stabilnosti aviona dok je položaj težišta po visini manje značajan.PROMJENA CENTRAŽE UGRADNJOM TERETA

49

Gm=g(a-m) Gm=ga-gm Gm+gm=ga (G+g)m=ga

m=

A -- položaj C.G. prije ugradnje teretaA’ -- položaj C.G. nakon ugradnje teretam -- koliko se pomaklo C.G. u odnosu na prvi položaja -- udaljenost C.G. i tereta

Ukoliko je teret raspoređen bliže prednjoj ivici postupak nalaženja novog C.G. je analogan. Na osnovi podataka za centražu aviona koji se nalaze u opisu zrakoplova lako je ustanoviti da li se novi položaj C,G. nalazi u dozvoljenim granicama ili van njih.

RAVNOTEŽA AVIONA

50

Ravnoteža aviona je takvo stanje u kojem su sve sile i momenti koji djeluju na avion uzajamno uravnotežen u tom slučaju ustaljeno kretanje aviona se ne remeti.

Iz težišta aviona djeluje samo težina dok aerodinamičke sile kao uzgon djeluju iz centra potiska. Vučna sila ne prolazi uvijek kroz težište nego iznad ili ispod njega, pa se pojavljuje određeni moment u odnosu na centar težišta aviona.

Osim ovih sila na avion djeluje i moment repnih površina M2, koji u našem slučaju istog smjera kao i vučne sile, pa se zbrajaju.

M1 =Mt+M2 --- uvijet ravnoteže aviona

Momenti koje izaziva sila uzgona je suprotna smjera i ako bi bio po veličini jednak zbroju momenata vučne sile i repnih površina avion bi bio u ravnoteži. Ako bi moment uzgona bio veći ili manji od M2+Mt avion bi se okretao oko poprečne osi s nosom na više ili na niže.

U odnosu na os okretanja postoje tri vrste ravnoteže:A) uzdužnaB) poprečnaC) ravnoteža po pravcu

A) UZDUŽNA RAVNOTEŽA

51

Rza=Te+RzhrlRza=Rzhrl ---- ako je C=0

Uzdužna ravnoteža je takav položaj aviona kada se C.G. kreće pravocrtno i jednoliko, te se avion ne okreće oko svoje poprečne osi u tom slučaju avion nema tendenciju propinjanja ili obrušavanja tj. promjene visine leta. Utjecaj momenta krila ili na uzdužnu ravnotežu veličina uzgona i njegovog kraka do C.G. zavise o napadnom kutu. S povećanjem napadnog kuta do cr Rz se povečava, a krak se smanjuje jer se C.P. pomiče prema naprijed( za nesimetrične aeroprofile). Promjena momenta krila poremetiti će uzdužnu ravnotežu i da bi se ona uspostavila potrebno je upotrijebiti kormilo visine.

Utjecaj momenta vučne sile Mt na uzdužnu ravnotežu zavisi od pravca i momenta vučne sile. Kod aviona s elisnim pogonskim sustavom postoji gornja i donja decentraža elise u odnosu na C.G. u zavisnosti od toga javiti će se uspinjući ili propadajući moment.

Uzdužna ravnoteža osigurava se pomoću horizontalnih repnih površina. Osnovna uloga u veličini i promjeni momenta horizontalnih repnih površina ima uzgon repnih površina, dok se krak sile uzgona do C.G. aviona vrlo malo mijenja pri otklonu kormila visine.

Veličina sile uzgona zavisi o obliku, profilu, napadnom kutu repnih površina i brzini zraka koji opstrujava repne površine.

B) POPREČNA RAVNOTEŽA

52

Rz1 a1=Rz2 a2

Poprečna ravnoteža je takvo stanje kad se C.G. kreće pravocrtno i jednoliko, a avion se ne okreće oko xx osi tj. leti bez nagiba. Da bi avion bio poprečno uravnotežen potrebno je da aerodinamički momenti krila budu jednaki prema tome da bi sile uzgona bile jednake trebaju biti postavljene pod jednakim konstruktivnim kutovima. Osim što treba postojati jednakost Rz1 i Rz2 treba postojati i jednakost krakova, a to zahtjeva da se C.G. aviona nalazi u ravnini simetrije jer se u protivnom osim jednakih sila Rz1 i Rz2 njihovi momenti neće biti jednaki što će izazvati nagib aviona.

53

Za vrijeme rada motora avion će se nagnuti u stranu suprotnu od smjera okretanja elise, a to se dešava zbog reaktivnog momenta elise koji je jednak po veličini, a suprotan po smjeru obrnutom momentu. Kod dvomotornih aviona čije se elise okreću u suprotnom smjeru, reaktivni moment ne postoji jer je on uravnotežen suprotnim smjerovima okretanja elise. Za otklanjanje reaktivnog momenta, krila se postavljaju pod različitim konstruktivnim kutovima i to tako da se suprotno krilo od smjera okretanja elise postavlja pod nešto većim kutom. Promjena konstruktivnog kuta krila povlači za sobom promjenu uzgona i otpora aviona. Zbog promjene otpora krilo s većim konstruktivnim nagibnim kutom ima tendenciju da zaostaje u odnosu na krilo s manjim kutom. Da bi se ovo spriječilo vertikalni stabilizator se postavlja za određen kut u odnosu na uzdužnu os aviona tj. njezina napadna ivica pomiče se u stranu krila s većim konstruktivnim nagibnim kutom.

C) RAVNOTEŽA PO PRAVCU

Uvjeti ravnoteže jednomotornog aviona po pravcu u toku letaRx1a1 = R2a2

Uvjeti ravnoteže dvomotornog aviona po pravcu u toku leta

Rx1a1+T2b2=Rx2a2+T1b1 --- dvomotorni avion

54

Ravnoteža po pravcu je takvo stanje u kojem se C.G. aviona kreće pravocrtno i jednoliko ,a avion se okreće oko svoje vertikalne osi.

Osnovni uzroci koji izazivaju neravnotežu su: A) geometrijska i težinska nesimetričnost aviona B) bočni udari vjetra

Kod višemotornih aviona poremećaj ravnoteže nastaje u slučaju prekida rada jednog motora. Jedan od uvjeta ravnoteže je jednakost čeonog otpora i jednakost krakova krila .Jednakost sila otpora lijevog i desnog krila bit će jednaka u slučaju kad su krila geometrijski simetrična dok jednakost krakova osigurava težinska simetričnost aviona.

Za održavanje stalne vučne sile T potrebno je održavati stalne brojeve okretaja motora a u slučaju prestanka rada jednog motora, u našem slučaju desnog poremetiti će se ravnoteže momenata i da bi se spriječilo okretanje aviona oko vertikalne osi otklanja se kormilo pravca u suprotnu stranu i na taj se način uspostavlja poremećena ravnoteža.

55