Projektni zadatak iz predmeta Primenjena aerodinamika

UNIVERZITET U BEOGRADU

MAŠINSKI FAKULTET

PROJEKTNI ZADATAK IZ PREDMETA PRIMENJENA AERODINAMIKA

AVION J-22 ORAO

PROFESOR: PROFESOR:

dr Ivan Kostić

STUDENT: Miloš Petrašinović BR. INDEKSA: 1064/16

BEOGRAD

ŠKOLSKA 2016/2017. GODINA

PRIMENJENA AERODINAMIKA Katedra za Vazduhoplov Vazduhoplovstvo stvo

Osnovni podaci aviona J-22 ORAO Avion J-22 Orao je borbeni avion, jednosed, visoko krilac sa uvlačećim stajnim trapom tipa “tricikl”. “tricikl”. Pogonsku grupu čine dva turbomlazna motora Viper 632 -41. Snabdeven opremom koja omogućava efikasnu upotrebu i danju i noću u svim meterološkim uslovima. Radi skraćivanja staze sletanja, opremljen je kočnim padobranom. Orao ima istorijski značaj po tome što je prvi domaći avion koji je leteo većom brzinom od brzine zvuka. Avion je rezultat saradnje jugoslovenske i rumunske vazduhoplovne industrije, a započet je 1970. godine. Osnovni planovi bili su pripremljeni 1972, prototip je poleteo 1974, dvosed 1977, a jurišni avion tek 1983. godine. U konačnom obliku prikazan je medjunarodnoj javnosti na aeromitingu u Parizu 1985. godine. DIMENZIJE 14.9 m 4,45 m 9,3 m 26 m²

Dužina: Visina: Razmah krila: Površina krila:

MASA Prazan: Normalna poletna: Maksimalna težina pri uzletanju: Maksimalni spoljni teret:

5720 kg 8400 kg 11300 kg 1650 kg

POGON Pogonska grupa: Model motora: Potisak motora:

2 x turbomlazni motor 2 x Rols-Rojs Vajper 632 -41 22,5 kN

PERFOMANSE Maksimalna brzina na Hopt: Dolet: Plafon leta: Brzina penjanja:

1.200 km/h 1320 km 15000 m 5.340 m/min

PRORAČUNSKI PODACI Visina krstarenja: Mahov broj na režimu krstarenja: Relativna debljina aeroprofila u korenu krila (d/l ): ): Relativna debljina aeroprofila repnih površina i na kraju krila ( d/l ): ):

Miloš Petrašinović 1064/16

6000 m 0,75 0,09 0,06

2


Slika 1 - Horizontalna projekcija projekcija aviona J-22 J-22 ORAO


3


Slika 2 - Vertikaln projekcija aviona J-22 ORAO


4


Slika 3 - Profilna projekcija aviona J-22 ORAO


5

PRIMENJENA AERODINAMIKA Katedra za Vazduhoplovstvo

Proračunsko krilo aviona

Slika 4 - Proračunsk a površine krila Proračunske površina krila:

      2 2       0     =

,

Proračunski razmah:

= ,

Vitkost proračunskog krila:

=

=

9.262

25,55

= ,

Suženje krila:

=

=

1,367 4.112

Ugao srele krila

= , =

°


6


Usvajanje parametara krstarenja

     ⋅  ⋅     √   ⋅ ⋅  ⋅ ⋅       4 25588 4 25588   ⋅   ⋅      −6 1 5 −6 1 5 ⋅ ⋅ ⋅ ⋅     −    ⋅         02 ⋅ ⋅ 2     ⋅  ⋅  ⋅ ⋅   =

Visina krstarenja -

Temperatura na visini krstarenja

= 288,15

0,0065

= 288,15

0,0065 6000 =

,

= ,

Mahov broj -

Brzina zvuka na visini krstarenja

=

=

1,4 287,04 249,15 = 316,421

Brzina leta na režimu krstarenja

=

= 0,75 316,421 =

,

=

,

Gustina vazduha na visini krstarenja ,

= 1,225

1

= 1,225

44300

1

,

6000

= ,

44300

Odredjivanje koeficijenta kinematske viskoznosti na osnovu jednačine Saterlenda i gustine

= =

1,458 10 + 110,4

,

1,458 10 249,15 249,15 + 110,4 = 0,659

,

= ,

Koeficijent uzgona aviona na režimu krstarenja Srednja proračunska masa aviona -

+

=

=

2

5720 + 11300 2

=

Dinamički pritisak na režimu krstarenja -

=

1

=

2

1 2

0,659 237,316 =

,

Koeficijent uzgona na režimu krstarenja -

=

=

8510 9,81

18568,1 25,55


= ,

7


1. Izbor osnovnih aeroprofila krila Prvi korak u projektovanju krila predstavlja izbor osnovnih aeroprofila. To su aeroprofili u korenu i na kraju krila, koji svojim aerodinamičkim parametrima neposredno utiču na ostale evolutivne profile duž razmaha i globalne karakteristike krila. Izbor aeroprofila se vrši na osnovu sledećih kriterijuma: (1) Usvajanje relativne debljine aeroprofila u korenu i na kraju krila u inicijalnim fazama projektovanja vrši se najčešće statistički, na osnovu podataka o postojećim uspešno izvedenim konstrukcijama aviona. U slučaju mlaznih školsko-borbenih, i to bržih jurišnih aviona usvaja se relativna debljina od 9% u korenu krila i 6 % na kraju krila. (2) Izbor aeroprofila sa što manjim minimalnim koeficijentom otpora c X0min, uz uslov da je optimalni koeficijent uzgona c Zop pri kome se ostvaruje minimalni otpor, što bliže koeficijentu uzgona krstarenja CZkrst. Prema ovom kriterijumu potrebno je da je optimalni koeficijent uzgona c Zop što bliži vrednosi 0,176 uz što manji minimalnim koeficijentom otpora c X0min. Aeroprofili

Kraj krila

Koren krila

Oznaka

cZopt

cX0min

Oznaka

cZopt

cX0min

NACA 63-206

0.25

0.0040

NACA 63-209

0.20

0.0048

NACA 64-206

0.18

0.0040

0.20

0.0040

NACA 65-206 NACA 66-206

0.18

0.0038

0.20

0.0039

0.17

0.0030

NACA 64-209 NACA 65-209 NACA 66-209

0.17

0.0031

NACA 66-006

0.00

0.0032

NACA 66-009

0.00

0.0031

Aeroprofili NACA 63-206, NACA 66-006 i NACA 66-009 ne zadovoljavaju ovaj kriterijum. (3) U slučaju letelica koje krstare pri većim podzvučnim Mahovim brojevima, potrebno je vršiti izbor aeroprofila sa što većim kritičnim mahovim brojem Mkr pri koeficijentru uzgona jednakom koeficijentu uzgona krstarenja. Aeroprofili

Kraj krila

Koren krila

Oznaka

Mkr

Oznaka

Mkr

NACA 63-206 NACA 64-206 NACA 65-206 NACA 66-206

0.787

NACA 63-209

0.745

0.784

NACA 64-209

0.761

0.785

NACA 65-209

0.743

0.792

NACA 66-209

0.755

NACA 66-006

0.663

NACA 66-009

0.539


8


Odredjivanje M kr aeroprofila NACA 63-206, NACA 63-209, NACA 64-206, NACA 64-209

Odredjivanje M kr aeroprofila NACA 65-206, NACA 65-209, NACA 66-006, NACA 66-009


9


Odredjivanje M kr aeroprofila NACA 66-206, NACA 66-209

Aeroprofili NACA 66-006, NACA 63-209, NACA 65-209 i NACA 66-009 ne zadovoljavaju kriterijum da kritični Mahov broj treba da bude veći od Mahovog broja krstarenja. (4-a) Izbor aeroprofila krila sa što većom vrednošću maksimalne finese (C Z/Cx)max. 3

2

(4-b) Izbor aeroprofila krila sa maksimalnim faktorom penjanja (C Z /Cx )max. (4-c) Izbor aeroprofila krila sa maksimalnim faktorom doleta (C Z1/2/Cx)max. Na sledećim dijagramima su date finese za svaki pojedinačni aeroprofil. Na osnovu finese se izračunavaju faktor penjanja i faktor doleta.


10


Odredjivanje koeficijenta otpora aeroprofila NACA 63-206 i NACA 63-209



11





12



U sledećim tabelama su prikazane vrednosti finese, faktora penjanja i faktora doleta pojedinačno za svaki aeroprofil.

NACA 63-206

NACA 64-206 3

2

1/2

3

2

1/2

cZ

cX

cZ/cX

cZ /cX

cZ /cX

cZ

cX

cZ/cX

cZ /cX

cZ /cX

0

0.0052

0.00

0.00

0.00

0

0.0051

0.00

0.00

0.00

0.1

0.0049

20.41

41.65

64.54

0.1

0.0044

22.73

51.65

71.87

0.2

0.0042

47.62

453.51

106.48

0.2

0.0042

47.62

453.51

106.48

0.3

0.0043

69.77

1460.25

127.38

0.3

0.0045

66.67

1333.33

121.72

0.4

0.0051

78.43

2460.59

124.01

0.4

0.0058

68.97

1902.50

109.04

0.5

0.0056

89.29

3985.97

126.27

0.5

0.0059

84.75

3590.92

119.85

0.6

0.0059

101.69

6205.11

131.29

0.6

0.0062

96.77

5619.15

124.93

0.7

0.0064

109.38

8374.02

130.73

0.7

0.0066

106.06

7874.20

126.77

0.8

0.0072

111.11

9876.54

124.23

0.8

0.0073

109.59

9607.81

122.52

0.848

0.0080

106.00

9528.13

115.11

0.9

0.0082

109.76

10841.76

115.69

Max vrednosti:

111.11

9876.54

131.29

1

0.0095

105.26

11080.33

105.26

Max vrednosti: 109.76

11080.33

126.77


13


NACA 65-206

NACA 66-206 3

2

3

cZ

cX

cZ/cX

cZ /cX

cZ /cX

1/2

cZ

cX

cZ/cX

cZ /cX

cZ /cX

0

0.0049

0.00

0.00

0.00

0

0.0045

0.00

0.00

0.00

0.1

0.0045

22.22

49.38

70.27

0.1

0.0040

25.00

62.50

79.06

0.2

0.0038

52.63

554.02

117.69

0.2

0.0032

62.50

781.25

139.75

0.3

0.0040

75.00

1687.50

136.93

0.3

0.0047

63.83

1222.27

116.54

0.4

0.0056

71.43

2040.82

112.94

0.4

0.0056

71.43

2040.82

112.94

0.5

0.0059

84.75

3590.92

119.85

0.5

0.0058

86.21

3715.81

121.91

0.6

0.0061

98.36

5804.89

126.98

0.6

0.0062

96.77

5619.15

124.93

0.7

0.0064

109.38

8374.02

130.73

0.7

0.0071

98.59

6804.21

117.84

0.8

0.0071

112.68

10156.71

125.98

0.8

0.0078

102.56

8415.52

114.67

0.9

0.0078

115.38

11982.25

121.63

0.894

0.0092

97.17

8441.84

102.77

0.972

0.0096

101.25

9964.52

102.70

Max vrednosti:

102.56

8441.84

139.75

Max vrednosti:

115.38

11982.25

136.93

NACA 66-006

2

1/2

NACA 66-009 3

2

3

cZ

cX

cZ/cX

cZ /cX

cZ /cX

1/2

cZ

cX

cZ/cX

cZ /cX

cZ /cX

0

0.0032

0.00

0.00

0.00

0

0.0031

0.00

0.00

0.00

0.1

0.0040

25.00

62.50

79.06

0.1

0.0046

21.74

47.26

68.75

0.2

0.0050

40.00

320.00

89.44

0.2

0.0052

38.46

295.86

86.00

0.3

0.0053

56.60

961.20

103.34

0.3

0.0055

54.55

892.56

99.59

0.4

0.0057

70.18

1969.84

110.96

0.4

0.0058

68.97

1902.50

109.04

0.5

0.0065

76.92

2958.58

108.79

0.5

0.0063

79.37

3149.41

112.24

0.549

0.0067

81.94

3686.10

110.59

0.6

0.0067

89.55

4811.76

115.61

Max vrednosti:

81.94

3686.10

110.96

0.7

0.0073

95.89

6436.48

114.61

0.8

0.0082

97.56

7614.52

109.08

0.9

0.0090

100.00

9000.00

105.41

1

0.0104

96.15

9245.56

96.15

1.035

0.0118

87.71

7962.64

86.22

100.00

9245.56

115.61

Max vrednosti:


2

1/2

14


NACA 63-209

NACA 64-209 3

3

cZ

cX

cZ/cX

cZ /cX2

cZ1/2/cX

cZ

cX

cZ/cX

cZ /cX2

cZ1/2/cX

0

0.0057

0.00

0.00

0.00

0

0.0052

0.00

0.00

0.00

0.1

0.0049

20.41

41.65

64.54

0.1

0.0045

22.22

49.38

70.27

0.2

0.0048

41.67

347.22

93.17

0.2

0.0040

50.00

500.00

111.80

0.3

0.0049

61.22

1124.53

111.78

0.3

0.0042

71.43

1530.61

130.41

0.4

0.0055

72.73

2115.70

114.99

0.4

0.0051

78.43

2460.59

124.01

0.5

0.0060

83.33

3472.22

117.85

0.5

0.0063

79.37

3149.41

112.24

0.6

0.0064

93.75

5273.44

121.03

0.6

0.0067

89.55

4811.76

115.61

0.7

0.0067

104.48

7640.90

124.87

0.7

0.0070

100.00

7000.00

119.52

0.8

0.0070

114.29

10448.98

127.78

0.8

0.0074

108.11

9349.89

120.87

0.9

0.0075

120.00

12960.00

126.49

0.9

0.0080

112.50

11390.63

118.59

1

0.0082

121.95

14872.10

121.95

1

0.0089

112.36

12624.67

112.36

1.1

0.0093

118.28

15389.06

112.78

1.1

0.0100

110.00

13310.00

104.88

1.2

0.0103

116.50

16288.06

106.35

1.2

0.0115

104.35

13066.16

95.26

1.3

0.0119

109.24

15514.44

95.81

1.3

0.0129

100.78

13202.33

88.39

1.336

0.0125

106.88

15261.57

92.47

1.384

0.0147

94.15

12268.00

80.03

Max vrednosti:

121.95

16288.06

127.78

Max vrednosti:

112.50

13310.00

130.41

NACA 65-209

NACA 66-209 3

cX

cZ/cX

cZ /cX

cZ /cX

1/2

cZ

cX

cZ/cX

cZ /cX

cZ /cX

0

0.0052

0.00

0.00

0.00

0

0.0051

0.00

0.00

0.00

0.1

0.0044

22.73

51.65

71.87

0.1

0.0040

25.00

62.50

79.06

0.2

0.0039

51.28

525.97

114.67

0.2

0.0033

60.61

734.62

135.52

0.3

0.0040

75.00

1687.50

136.93

0.3

0.0044

68.18

1394.63

124.48

0.4

0.0060

66.67

1777.78

105.41

0.4

0.0061

65.57

1719.97

103.68

0.5

0.0062

80.65

3251.82

114.05

0.5

0.0064

78.13

3051.76

110.49

0.6

0.0065

92.31

5112.43

119.17

0.6

0.0064

93.75

5273.44

121.03

0.7

0.0069

101.45

7204.37

121.26

0.7

0.0071

98.59

6804.21

117.84

0.8

0.0074

108.11

9349.89

120.87

0.8

0.0078

102.56

8415.52

114.67

0.9

0.0080

112.50

11390.63

118.59

0.9

0.0086

104.65

9856.68

110.31

1

0.0089

112.36

12624.67

112.36

1

0.0095

105.26

11080.33

105.26

1.1

0.0103

106.80

12545.95

101.83

1.1

0.0111

99.10

10802.69

94.49

1.2

0.0119

100.84

12202.53

92.05

1.176

0.0155

75.87

6769.53

69.96

1.27

0.0137

92.70

10913.65

82.26

Max vrednosti:

105.26

11080.33

135.52

112.50

12624.67

136.93

Max vrednosti:


2

3

cZ

2

1/2

15


(5) Izbor aeroprofila sa što većim maksimalnim koeficijentom uzgona cZmax . (6) Izbor aeroprofila sa što manjim koeficijentom momenta oko aerodinamičkog centra c Mac. (7) Izbor aeroprofila sa što većim gradijentom uzgona a 0. U sledećoj tabeli su prikazane vrednosti maksimalnog koeficijenta uzgona, koeficijenta momenta oko aerodinamičkog centra i gradijenta uzgona za svaki aeroprofil. Aeroprofili

Kraj krila

Koren krila

Oznaka

czmax

cMac

a0

Oznaka

czmax

cMac

a0

NACA 63-206

1.08

-0.039

0.105

1.41

-0.031

0.110

NACA 64-206

1.03

-0.041

0.115

1.40

-0.041

0.110

NACA 65-206

1.06

-0.032

0.102

NACA 63-209 NACA 64-209 NACA 65-209

1.30

-0.032

0.110

NACA 66-206

1.00

-0.039

0.110

NACA 66-209

1.18

-0.033

0.110

NACA 66-006

0.80

0.000

0.100

NACA 66-009

1.10

0.000

0.107

Na osnovu svih prethodnih tabela možemo formirati konačne tabele sa vrednostima aeroporfila za svaki kriterijum.

3

5

4-a

4-b

6

7

cX0min

Mkr

czmax

(cZ/cX)max

(cZ /cX )max

cMac

a0

0.25

0.0040

0.787

1.08

111.11

9876.54

131.29

-0.039

0.105

0.06

0.18

0.0040

0.784

1.03

109.76

11080.33

126.77

-0.041

0.115

NACA 65-206

0.06

0.18 0.0038 0.785

1.06

115.38

11982.25

136.93

-0.032

0.102

NACA 66-206

0.06

0.17

0.0030

0.792

1.00

102.56

8441.84

139.75

-0.039

0.110

NACA 66-006

0.06

0.00

0.0032

0.663

0.80

81.94

3686.10

110.96

0.000

0.100

Aeroprofil za koren krila

1

3

5

4-a

4-b

4-c

6

7

(d/l)max

cZopt

cX0min

Mkr

czmax

(cZ/cX)max

(cZ /cX )max

cMac

a0

NACA 63-209

0.09

0.20

0.0048

0.745

1.41

121.95

16288.06

127.78

-0.031

0.110

NACA 64-209

0.09

0.20 0.0040 0.761

1.40

112.50

13310.00

130.41

-0.041

0.110

NACA 65-209

0.09

0.20

0.0039

0.743

1.30

112.50

12624.67

136.93

-0.032

0.110

NACA 66-209

0.09

0.17

0.0031

0.755

1.18

105.26

11080.33

135.52

-0.033

0.110

NACA 66-009

0.09

0.00

0.0031

0.539

1.10

100.00

9245.56

115.61

0.000

0.107

1

2

Aeroprofil za kraj krila

(d/l)max

cZopt

NACA 63-206

0.06

NACA 64-206

2

3

3

2

2

4-c (cZ

(cZ

1/2

/cX)max

1/2

/cX)max

Na osnovu prethodnih kriterijuma usvajaju se sledeći aeroprofili: -

Za kraj krila: NACA 65-206 Za koren krila: NACA 64-209

Aeroprofil

Mre

αn

α0

CZmax

αkr

CZop

αd

CX0min

Cmac

(x/l)ac

(y/l)ac

NACA 65-206

9

-1.5

0.102

1.06 D

14

0.18

8

0.0038

-0.032

0.257

-0.045

NACA 64-209

9

-1.3

0.11

1.40 D

13.5

0.2

12.5

0.004

-0.041

0.261

-0.041


16


2. Uzgonske karakteristike krila Da bismo formirali krivu uzgona krila, moramo odrediti četiri karakteristična parametra: 1. Ugao nultog uzgona krila 2. Gradijent uzgona krila





3. Maksimalni koeficijent uzgona krila 4. Kritični napadni ugao krila





Za proračun je korišćen program “Trapezno krilo - Glauert”, ulazni parametri su uneti iz izbora aeroprofila i to za aeroprofil u korenu krila NACA 64-209 i na kraju krila NACA 65-206 . Ugao srele krila je 35°, pa se uvodi korekcija vrednosti maksimalnog koeficijenta uzgona aeroprofila u korenu i na kraju krila pomoću popravnog faktora Δk .

  =0 ⋅Δ Δ  2 ⋅3 4  2 ⋅3 4 = (

= (1

0.08

)

/

= (1

)

0.08

35°)

/

35° = 0.815

Slika 5 - Ulazni podaci programa “Trapezno krilo - Glauert”, εk = 0°


17


Izlaz iz programa : DEFINISANJE LOKALNIH PRESEKA TRAPEZNOG KRILA I FAKTORA RASPODELE UZGONA presek br. j 16 15 14 13 12 11 10 9 8 7 6 5 4 3 2 1

relativni razmah y(j)/(b/2) -0.000 0.098 0.195 0.290 0.383 0.471 0.556 0.634 0.707 0.773 0.831 0.882 0.924 0.957 0.981 0.995

relativna tetiva L(j)/Ls 1.000 0.935 0.870 0.806 0.744 0.685 0.629 0.576 0.528 0.484 0.445 0.411 0.383 0.361 0.345 0.335

faktor bazne Cb(j) -0.0023 -0.0022 -0.0018 -0.0012 -0.0005 0.0002 0.0010 0.0017 0.0024 0.0030 0.0035 0.0037 0.0037 0.0033 0.0025 0.0014

faktor aditivne Ca(j) 0.8888 0.9390 0.9807 1.0160 1.0454 1.0685 1.0846 1.0922 1.0888 1.0710 1.0337 0.9701 0.8719 0.7295 0.5354 0.2879

PRORACUN TRAPEZNOG KRILA ZA SLUCAJ LETA DEFINISANOG PARAMETRIMA: V =

854.3 [km/h], Ro = 0.6590 [kg/m^3], koeficijent uzgona krila CZ = 0.176

POREDJENJE LOKALNIH KOEFICIJENATA UZGONA DOBIJENIH NA DVA NACINA: (od korena prema kraju krila, j = 16,15,...1) Ovi su dobijeni na osnovu jednacine (6.6): 0.15412 0.16310 0.17084 0.17763 0.18347 0.19408 0.19154 0.18541 0.17446 0.15711

0.18829 0.13167

0.19189 0.09673

0.19397 0.05205

a ovi na osnovu jednacine (5.6): 0.15416 0.16313 0.17087 0.17766 0.19411 0.19157 0.18545 0.17449

0.18832 0.13170

0.19192 0.09676

0.19401 0.05206

0.18350 0.15714

KOEFICIJENTI FURIJEOVOG REDA A1,A3,A5,.....A31 SU: 0.0237 -0.0001 0.0006 0.0001 0.0001 0.0000 0.0000 -0.0000 0.0000 -0.0000 0.0000 -0.0000

0.0000 0.0000

-0.0000 -0.0000

AERODINAMICKE KARAKTERISTIKE PO PRESECIMA KRILA ZA: VITKOST 3.36; SUZENJE 0.33; KONST. VITOP. [o].

0.0 [o].; UKUPNO VITOP.

0.2

Parametri osnovnih aeroprofila: a(S) =0.110[1/o]; a(0) =0.102[1/o]; AlfaN(S) =-1.3 [o]; AlfaN(0) =-1.5 [o]; Tetiva u korenu L(S) = 4.112 [m]


18


j

y(j)/(b/2)

Cz lok

a[1/rad]

a[1/step]

Alfa ind

Cxi lok

p [N/m]

16 15 14 13 12 11 10 9 8 7 6 5 4 3 2 1

0 0.098 0.195 0.29 0.383 0.471 0.556 0.634 0.707 0.773 0.831 0.882 0.924 0.957 0.981 0.995

0.154 0.163 0.171 0.178 0.183 0.188 0.192 0.194 0.194 0.192 0.185 0.174 0.157 0.132 0.097 0.052

3.47 3.644 3.788 3.91 4.01 4.088 4.14 4.16 4.14 4.066 3.919 3.673 3.298 2.757 2.022 1.087

0.0606 0.0636 0.0661 0.0682 0.07 0.0713 0.0722 0.0726 0.0722 0.071 0.0684 0.0641 0.0576 0.0481 0.0353 0.019

1.144 1.071 1.008 0.953 0.906 0.867 0.838 0.823 0.826 0.854 0.917 1.026 1.198 1.45 1.794 2.234

0.00308 0.00305 0.00301 0.00296 0.0029 0.00285 0.00281 0.00279 0.0028 0.00286 0.00297 0.00313 0.00329 0.00333 0.00303 0.00203

11763.29 11633.26 11339.38 10927.93 10422.86 9844.94 9209.77 8530.42 7815.63 7069.84 6291.25 5470.8 4590.8 3625.57 2546.13 1331.75

KARAKTERISTIKE KRILA PRI ZADATOM KOEFICIJENTU UZGONA ILI REZIMU KRSTARENJA KOEFICIJENT UZGONA KRILA KOEF. INDUKOVANOG OTPORA KRILA Popravni faktor indukovanog otpora GRADIJENT UZGONA KRILA aerodinamicki napadni ugao krila aerodinamicki nap. ugao u korenu GEOMETRIJSKI NAPADNI UGAO KRILA UGAO NULTOG UZGONA KRILA


Cz = 0.176 Cxi = 0.00295 delta = 0.00421 a = 0.0668 [1/o] AlfaA = 2.63 [o] AlfaAs= 2.55 [o] Alfa = 1.25 [o] AlfaN = -1.39 [o]

19


y/(b/2)

Czmax ap.

(Czmax ap.-Cb)/Ca

Cz lok pri CZmax krila

0 0.098 0.195 0.29 0.383 0.471 0.556 0.634 0.707 0.773 0.831 0.882 0.924 0.957 0.981 0.995

1.141 1.114 1.087 1.061 1.035 1.01 0.987 0.965 0.945 0.927 0.911 0.897 0.885 0.876 0.869 0.865

1.286 1.188 1.11 1.045 0.991 0.945 0.909 0.882 0.866 0.863 0.878 0.92 1.011 1.196 1.619 3.001

0.764 0.808 0.844 0.875 0.901 0.922 0.937 0.944 0.942 0.927 0.895 0.841 0.756 0.633 0.464 0.25

Pmax [N/m]

58324.15 57606.6 56020.55 53835.74 51189.1 48197.25 44944.8 41501.86 37914.35 34205.75 30367.07 26353.47 22077.77 17413.67 12218.04 6387.13

Maksimalni koeficijent uzgona krila CZmax = 0.863

y/(b/2)

czmax ap

(czmax-cb)/ca

cz lok.

p [N/m]

Konstruktivno vitoperenje krila εk = 0° 0

1.141

1.286

0.764

58324.15

0.098

1.114

1.188

0.808

57606.6

0.195

1.087

1.11

0.844

56020.55

0.29

1.061

1.045

0.875

53835.74

0.383

1.035

0.991

0.901

51189.1

0.471

1.01

0.945

0.922

48197.25

0.556

0.987

0.909

0.937

44944.8

0.634

0.965

0.882

0.944

41501.86

0.707

0.945

0.866

0.942

37914.35

0.773

0.927

0.863

0.927

34205.75

0.831

0.911

0.878

0.895

30367.07

0.882

0.897

0.92

0.841

26353.47

0.924

0.885

1.011

0.756

22077.77

0.957

0.876

1.196

0.633

17413.67

0.981

0.869

1.619

0.464

12218.04

0.995

0.865

3.001

0.25

6387.13


20


Slika 6 - Raspodela uzgona na konstruktivno nevitoperenom krilu Potrebno je da se uvede konstruktivno vitoperenje krila kojim će se mesto inicijalnog odvajanja struje pomeriti ka korenu krila. Na sledećoj slici su prikazani ulazni podaci u program “Trapezno krilo - Glauert” sa konstruktivnim vitoperenjem krila od -5 °.


21


Slika 7 - Ulazni podaci programa “Trapezno krilo - Glauert”, εk = -5°

y/(b/2)

czmax ap

(czmax-cb)/ca

cz lok.

p [N/m]

Konstruktivno vitoperenje krila εk = -5° 0

1.141

1.222

0.874

66729.05

0.098

1.114

1.131

0.918

65442.94

0.195

1.087

1.065

0.946

62806.27

0.29

1.061

1.016

0.965

59386.32

0.383

1.035

0.978

0.976

55452.38

0.471

1.01

0.951

0.98

51223.31

0.556

0.987

0.932

0.976

46845.58

0.634

0.965

0.922

0.965

42433.56

0.707

0.945

0.922

0.945

38054.45

0.773

0.927

0.934

0.914

33742.9

0.831

0.911

0.962

0.869

29489.97

0.882

0.897

1.016

0.805

25245.47

0.924

0.885

1.116

0.716

20911.13

0.957

0.876

1.308

0.594

16348.85

0.981

0.869

1.736

0.433

11400.29

0.995

0.865

3.119

0.232

5938.51


22


Slika 8 - Raspodela uzgona na konstruktivno vitoperenom krilu


23


Izlaz iz programa : KOEFICIJENT UZGONA KRILA

Cz = 0.176

KOEF. INDUKOVANOG OTPORA KRILA

Cxi = 0.00369

Popravni faktor indukovanog otpora

delta = 0.25648

GRADIJENT UZGONA KRILA

a =

aerodinamicki napadni ugao krila

AlfaA =

0.31 [o]

aerodinamicki nap. ugao u korenu

AlfaAs=

4.59 [o]

GEOMETRIJSKI NAPADNI UGAO KRILA

Alfa

=

3.29 [o]

UGAO NULTOG UZGONA KRILA

AlfaN =

2.99 [o]

0.5731 [1/o]

Maksimalni koeficijent uzgona krila CZmax = 0.922

Gradijent uzgona krila U slučaju aviona koji krstare pri većim podyvučnim Mahovim brojevima od 0.4 ÷ 0.5 umesto rezultata programa, tačnije vrednosti za gradijent uzgona dobijaju se korišćenjem sledeće jednačine koja sadrži korekcije za uticaj strele krila i uticaj stiljivosti preko pokravnog faktora β za vrednost Mahovog broja krstarenja.

  02   2 ⋅ 2   0 ⋅ 2   2 ⋅2  2   2 ⋅ 2  2                =

=

1

=

1

0.11 + 0.102 3.358 2

=

2+

4+

2+

1+

0.75 = 0.661

4 + 3.358

0.661

35° 1+ 0.661

= .

Kritični napadni ugao krila

Za potrebe procene vrednosti kritičnog napadnog ugla krila koristiti sledeću jednačinu:

=

+

analitičkim putem ćemo

+

- kritični napadni ugao aeroprofila na mestu odvajanja struje

- ugao nultog uzgona aeroprofila na mestu odvajanja struje

- ugao nultog uzgona aeroprofila u ravni simetrije

- ugao geometrijskog vitoperenja na mestu odvajanja struje



- indukovani napadni ugao na mestu odvanjanja struje

Lokalne vrednosti aeroprofilskih parametara odredjuju se linearnom interpolacijom tabličnih vrednosti osnovnih aeroprofila.

     0        =

1

1

= 13.5 1

1

14

13.5

0.634 = 13.817°

2


24


     0           ⋅ ⋅  ⋅ ⋅   ⋅   ⋅          =

1

1

=

1.3 1

1

1.5 1.3

0.634 =

1.427°

2

=

57.3 =

=

=

0.922

3.358

57.3 = 5.008°

5 0.634 =

3.17°

2

= 13.817°

( 1.427°) + ( 1.3°)

( 3.17°) + 5.008° =

.

°

Kriva uzgona krila


25


3. Odredjivanje otpora aviona 3.1. Definisanje karakterističnih dimenzija elemenata konstrukcije aviona 3.1.1. Karakteristične dimenzije krila

 ⋅ ⋅

Slika 9 - Proračunske površine krila Odredjivanje proračunske površine krila - = 2 1 = 2 12.775 =

  .

    2 2         ⋅2 ⋅    ⋅ ⋅ ⋅ ⋅        0    2 2      ⋅  ⋅ ⋅ ⋅     Proračunski razmah = .

Vitkost proračunskog krila -

=

=

9.262

= .

25.55

Odredjivanje površine dela krila izloženog vazdušnoj struji -

= 2

= 2 9.51 =

.

Odredjivanje okvašene površine krila -

= 2

1.02 = 2 19.02 1.02 =

.

Suženje krila -

=

=

1.367 3.644

= .

Odredjivanje srednje aerodinamičke tetive dela krila izloženog vazdušnoj struji (Srednje aerodinamičke tetive je tetiva zamišljenog pravougaonog krila iste ekvivalentne površine S, na koje deluju isti aerodinamički momenti kao i na stvarno krilo i nalazi se u težištu polukrila.)

=

2 1+ 3

+

1+

=

2 1 + 0.375 + 0.375 3

1 + 0.375

Relativna debljina aeroprofila u korenu krila


3.644 = .

= 0.09, a na kraju krila

= 0.06

26


3.1.2. Karakteristične dimenzije trupa

Slika 10 - Proračunske površine trupa Odredjivanje površine trupa u planprojekciji S3

S4

S5

0.924

1.940

2.998

 3 4 5 6  7 8   =

+

+

+

=

.

+

+

 S6

S7

S8

7.898

3.572

0.135

+

S10

S11

S12

1.129

1.450

2.001

5.030

+

=



S9

 9 10 1112  13 14 +

+

+

S13

S14

5.863

0.146

2

.

 15 16 17 18 +

m

= 1.129 + 1.450 + 2.001 + 5.030 + 5.863 + 0.146

Odredjivanje površine maksimalnog poprečnog preseka trupa -

=

2

= 0.924 + 1.940 + 2.998 + 7.898 + 3.572 + 0.135

Odredjivanje površine trupa u bočnoj projekciji -

=

m

+

+

S15

S16

S17

S18

0.143

0.208

1.090

0.934

m

2

  

= 0.143 + 0.208 + 1.090 + 0.934 = .


27


   ⋅    Okvašena površina trupa -

=

+

2

0.4

= (17.77 + 15.619)

⋅  2

0.4

17.77

  

15.619

=

.

Ekvivalentni prečnik maksimalnog poprečnog preseka trupa - D

  ⋅  ⋅       4

=

4 2.375

=

= .

Proračunska dužina trupa =

.

3.1.3. Karakteristične dimenzije horizontalnog repa

Slika 11 - Proračunska površina horizontalnog repa Odredjivanje površine dela horizontalnog repa izloženog vazdušnoj struji -



 ⋅19 ⋅      ⋅ ⋅ ⋅  ⋅     0     2 2      ⋅  ⋅ ⋅ ⋅    = 2

= 2 2.19 = .

Odredjivanje okvašene površine horizontalnog repa -

= 2

1.02 = 2 4.38 1.02 = .

Suženje horizontalnog repa -

=

=

0.911 1.974

= .

Odredjivanje srednje aerodinamičke tetive dela repa izloženog vazdušnoj struji -

=

2 1+ 3

+

1+

=

2 1 + 0.462 + 0.462 3

1 + 0.462

Relativna debljina aeroprofila horizontalnog repa


1.974 = .

= 0.06

28


3.1.4. Karakteristične dimenzije vertikalnog repa

Slika 12 - Proračunska površina horizontalnog repa Odredjivanje površine dela vertikalnog repa izloženog vazdušnoj struji -



 19      ⋅ ⋅ ⋅ ⋅     0     2 2      ⋅  ⋅ ⋅ ⋅    =

= 3.757 = .

Odredjivanje okvašene površine vertikalnog repa -

= 2

1.02 = 2 3.757 1.02 = .

Suženje vertikalnog repa -

=

=

0.962 2.664

= .

Odredjivanje srednje aerodinamičke tetive dela repa izloženog vazdušnoj struji -

=

2 1+ 3

+

1+

=

2 1 + 0.361 + 0,361 3

1 + 0.361

Relativna debljina aeroprofila vertikalnog repa


2.664 = .

= 0.06

29


3.2. Odredjivanje jednačine polare aviona 3.2.1. Koeficijenti minimalnog otpora -

Krila

Rejnoldsov broj merodavan za proračun koeficijenta otpora trenja krila (Rejnoldsov broj predstavlja odnos inercijalnih sila prema viskoznim silama u fluidu)

 0 ⋅ =

=

⋅⋅ −5

237.316 2.678 2.42 10

 ⋅

= 26276449 = .

Slika 13 - Očitavanje vrednosti koeficijenta otpora trenja krila

    ⋅    00  ⋅  00 ⋅   Koeficijent otpora trenja krila -

= ,

Osrednjavanje relativne debljine aeroprofila krila

=

+ +

0.09 +

=

Ugao strele krila -

+

=

0.06

=

⋅  

3.644 0.09 + 1.367 0.06 3.644 + 1.367

= .

°

Slika 14 - Odredjivanje faktora oblika krila

Faktor oblika krila -

   = .


30


    ⋅⋅ ⋅ ⋅          

Koeficijent minimalnog otpora krila - (

(

   )

-

=

Trupa

=

)

1.13 0.0285 38.801 25.55

= .

Ekvivalentni prečnik maksimalnog poprečnog preseka trupa Proračunska dužina trupa = Vitkost trupa



=

12.942 1.739

= .

.

= .

Slika 15 - Odredjivanje faktora oblika trupa

    0⋅ ⋅⋅ −5 Faktor oblika trupa -

= .

Rejnoldsov broj merodavan za proračun koeficijenta otpora trenja trupa 237.316 12.942 = = = 126988852 = . 2.42 10


 ⋅

31


Slika 16 - Očitavanje vrednosti koeficijenta otpora trenja trupa

        ⋅⋅ ⋅ ⋅   = .

Koeficijent otpora trenja trupa -

Koeficijent minimalnog otpora krila - (

(

   )

-

=

=

)

1.168 0.00226 51.583 25.55

= .

Horizontalnog repa

 0 ⋅

⋅⋅ −5

Rejnoldsov broj merodavan za proračun koeficijenta otpora trenja horizontalnog repa 237.316 1.508 = = = 14794462 = . 2.42 10

 ⋅

Slika 17 - Očitavanje vrednosti koeficijenta otpora trenja horizontalnog repa Koeficijent otpora trenja horizontalnog repa -

     = .

Relativna debljina aeroprofila horizontalnog repa Ugao strele horizontalnog repa -


  =

°

= 0.06

32


Slika 18 - Odredjivanje faktora oblika horizontalnog repa Faktor oblika horizontalnog repa -

       ⋅ ⋅   = .

Koeficijent minimalnog otpora horizontalnog repa - (

     ⋅⋅  0 ⋅ ⋅ ⋅ −5 (

)

-

.

=

=

1.09 0.00322 8.936 25.55

Vertikalnog repa

)

.

= .

Rejnoldsov broj merodavan za proračun koeficijenta otpora trenja vertikalnog repa 237.316 1.946 = = = 19098108 = . 2.42 10

 ⋅

Slika 19 - Očitavanje vrednosti koeficijenta otpora trenja vertikalnog repa Koeficijent otpora trenja horizontalnog repa -

  

Relativna debljina aeroprofila vertikalnog repa Ugao strele vertikalnog repa -

 


=

°

= 0.003 = 0.06

33


Slika 20 - Odredjivanje faktora oblika vertikalnog repa Faktor oblika vertikalnog repa -



= 1.08

    ⋅ ⋅  

Koeficijent minimalnog otpora vertikalnog repa - (

)

     ⋅⋅   ⋅ ⋅   + =1       ℎ       Δ Δ        + ⋅Δ ⋅      ⋅ ⋅  ⋅ (

)

.

=

=

1.08 0.003 7.665 25.55

.

= .

3.2.2. Koeficijent minimalnog otpora aviona

Nekorigovani koeficijent otpora trenja i oblika predstavlja sumu do sada sračunatih vrednosti.

(

)

=(

=

)

+ (

)

+ (

= 0.0048907 + 0.0053293 + 0.00123 + 0.00097 =

)

.

+ (

)

.

.

Uticaj jednog broja tzv. “ostalih” izvora otpora aviona uzima se u obzir skupno preko popravnog faktora . Ovaj avion ima aerodnimčki kompenzirane komandne površine (sa procepom) koje su praktično zaptivene, pa će izvorna vrednost popravnog koeficijenta za ovaj sl učaj biti = , . Vrednost koeficijenta minimalnog otpora aviona -

= (

)

= 0.01242 1.06 = .

3.2.3. Jednačina polare aviona bez uticaja stišljivosti Odredjivanje Osvaldovog faktora efikasnosti aviona -

Odredjivanje Osvaldovog faktora efikasnosti na osnovu jednačine za koju prethodno moramo odrediti vrednosti potrebnih faktora.

=

1

+

1


34


   ⋅ ⋅      2  3 2  ⋅ ⋅ ⋅           

Odredjivanje parametra

    

= 0.45

(3.1

= 0.02

3.358

35°

za avione sa uglovima strele krila većim od 10 ÷ 12° prema empirijskom

14 + 20

(3.1

)

8

14 0.332 + 20 0.332

Odredjivanje korektivnog faktora oblika krila

=

+

°

= 0.45 0.01316 = .

Odredjivanje parametra izrazu:

= 0.02

=

za ugao strele

=

+ .

3

 

8 0.332 ) = .

koji definiše razliku od eliptične fore.

= .

Odredjivanje faktora indukovanog otpora -

=

1.739 9.262

= .

Slika 21 - Odredjivanje faktora indukovanog otpora

     ⋅ ⋅  ⋅ ⋅ ⋅   ⋅      ⋅⋅ ⋅2 ⋅ ⋅ ⋅2  ⋅2    ⋅⋅ ⋅2    ⋅ = .

1

=

+

1

=

1

1 3.358 0.00592 + 0.971 0.9297

= .

Dobijamo koeficijent indukovanog otpora na režimu krstarenja -

=

1

=

1

= .

3.358 0.8546

Jednačina proračunske polare aviona bez uticaja stišljivosti:

=

+

1

= .


+ .

35


3.2.4. Koeficijent otpora aviona na režimu krstarenja uzimajući u obzir efekte stišljivosti Srednja proračunska masa aviona -

    02 ⋅ ⋅   ⋅⋅ ⋅⋅ 0  =

+

=

2



  2      =

5720 + 11300 2

=

Dinamički pritisak na režimu krstarenja -

=

1

=

2

1 2

0.659 237.316 =

.

Koeficijent uzgona na režimu krstarenja -

=

=

8510 9.81

18568.1 25.55

= .

Najpre odredjujemo kritični Mahov broj

hipotetičkog nestrelasnog krila.

(Pod kritičnim Mahovim brojem aviona se podrazumeva Mahov broj neporemećene vazdušne struje pri kome se u nekoj tački ili zoni konture prvi put pojavi lokalno sonično strujanje, odnosno dostigne = 1)

Osrednjena relativne debljine aeroprofila krila -

�   = .

Slika 17 - Odredjivanje kritičnog Mahovog broja za nesrelasto krilo i eksoponenta m

=       =0  0 7218   0     = .

Popravni faktor uticaja strele - eksponent

=

cos

=

0.78

cos

.

35°

Odnos mahovog broja krstarenja

=

0.75

0.901

= .

= .

i kritičnog Mahovog broja

je:

= .


36


Slika 18 - Odredjivanje koeficijenta otpora usled efekta stišljivosti, normalizovanog u odnosu na ugao strele krila

       ⋅ 2  

Normalizovana vrednost koeficijenta otpora usled stišljivosti - [

]

= .

Konačno dobijamo vrednost koeficijenta otpora usled efektra stišljivosti na zadatom režimu leta koja je:

  Δ  ⋅ 3 1 4 ⋅    ⋅⋅ ⋅2 Δ = [

]

cos

/

3

= 0.0002 cos 35° = .

Ukupan otpor na režimu krstarenja možemo predstaviti kao zbir parazitnog, indukovanog i otpora usled efekta stišljivosti vazduha.

=

+

1

+

= 0.01316 + 0.11093 0.17597 + 0.00011 = .

3.3. Izračunavanje maksimalne finese aviona bez uticaja stišljivosti i koeficijenta uzgona pri kome se ona ostvaruje Prethodno dobijena jednačina polare je:

   ⋅⋅ ⋅2    ⋅   ⋅ ⋅ ⋅ √ ⋅ ⋅ ⋅     ⋅2 ⋅ 2       =

+

1

= .

+ .

Maksimalna finesa se ostvarje pri koeficijentu uzgona:

=

=

3.258 0.8546 0.01316 = .

Njemu odgovarajući koeficijent otpora je:

= 0.01316 + 0.11093

= 0.01316 + 0.11093 0.3445 = .

Na osnovu ovih vrednosti, maksimalna finesa biće:

=

0.3445

0.02633

=

.


37


3.4. Odredjivanje finese aviona i potrebne potisne sile na režimu krstarenja za srednju proračunsku masu aviona Koeficijent uzgona na režimu krstarenja

   ⋅ = .

Odgovarajući koeficijent otpora na režimu krstarenja je:

  ⋅2        ⋅ ⋅ ⋅ = 0.01316 + 0.11093

 

2

= 0.01316 + 0.11093 0.17597 = .

Na osnovu dobijenih vrednosti, finesa na režimu krstarenja je:

=

0.17597 0.0166

=

.

Iz jednačine stacionarnog horizontalnog leta sledi da potrebna potisna sila mora biti jednaka ukupnom otporu letelice (sa uticajem stišljivosti), pa je:

=

=

⋅  

= 0.0166 18568.1 25.55 =

.

3.5. Dijagramski prikaz polare i finese aviona

Bez uticaja stišljivosti Cz

Cxi

Cx

Cz / Cx

0.00

0.00000

0.01316

0.00

0.10

0.00111

0.01427

7.01

0.20

0.00444

0.01760

11.36

0.30

0.00999

0.02315

12.96

0.40

0.01776

0.03092

12.94

0.50

0.02774

0.04090

12.22

0.60

0.03995

0.05311

11.30

0.70

0.05438

0.06754

10.36

0.80

0.07102

0.08418

9.50

0.90

0.08989

0.10305

8.73

1.00

0.11098

0.12414

8.06

Sa uticajem stišljivosti

[

Cxc ]

Cz

Mkr ( =0)

m

Mkr

M0 / Mkr

0.0 0.1

0.815

0.83

0.962

0.780

0.000085

0.000047

0.791

0.76

0.922

0.814

0.000132

0.2

0.775

0.71

0.893

0.839

0.3

0.756

0.65

0.862

0.4

0.736

0.61

0.5

0.716

0.6

0.698

Cz / Cx

MDIV

0.00

0.995

0.000073

0.01321 0.01434

6.97

0.954

0.000231

0.000127

0.01773

11.28

0.924

0.870

0.000283

0.000156

0.02330

12.87

0.892

0.832

0.902

0.000415

0.000228

0.03114

12.84

0.860

0.56

0.802

0.935

0.000623

0.000342

0.04125

12.12

0.830

0.52

0.774

0.968

0.000882

0.000485

0.05360

11.19

0.801


Cxc

Cx

ukupno

38


Cz

POLARA AVIONA; krilo: = 35o , d/l = 8,26%

1.00 0.90 0.80 0.70 0.60 0.50 0.40 0.30 0.20 Bez uticaja stišljivosti

0.10

Sa uticajem stišlj ivost i, Mo = 0.75

0.00 0.00

Cz/Cx 14

Cx

0.01

0.02

0.03

0.04

0.05

0.06

0.07

0.08

FINESA AVIONA; kril o: = 35o , d/l = 8,26%

12 10 8 6 4 Bez uticaja stišljivosti

2

Sa uticajem stišl jivos ti, Mo = 0.75 Cz

0

0.0

0.1

0.2


0.3

0.4

0.5

0.6

0.7

0.8

0.9

1.0

1.1 39


4. Aerodinamičke karakteristike aviona sa otklonjenim zakrilcima na poletanju i sletanju 4.1. Usvajanje zakrilaca Usvaja se zakrilce tipa Fowler sa jednim procepom, kod koga se obrtne ta čke po klizačima progresivno pomeraju unazad sa postepenim povećanjem ugla otklona, čime se može postići znatno uvećanje površine krila. Otklonom se formira konvergentni procep izmedju nosa zakrilca i konstrukcije krila, kroz koji se deo vazdušne struje iz oblasti donjake prostrujava ka gornjaci zakrilca čime se energizuje granični sloj i ostaje duže vezan za zakrilce pa se tako bitno povećava njegova efikasnost. Otklonom ovakvog zakrilca se bitno povećava koeficije nt momenta obrušavanja krila.

       ⋅21  0 ⋅ 0 

Slika 19 - Zakrilce tipa Fowler

Usvojena relativna tetiva zakrilca

= .

Površina krila u domenu zakrilca -

= 2

=

+ 2

(

) =

3.644 + 2.5752 2

⋅  (5.18

1.578) =

  .

Slika 20 - Površina polukrila u domenu zakrilaca


40


Usvajaju se sledeći uglovi otklona zakrilaca: Ugao otklona zakrilca na poletanju Ugao otklona zakrilca na poletanju

    =

°

=

°

4.2. Koeficijent otpora stajnog trapa i nosne noge Prilikom poletanja i sletanja su stajni trap i nosna noga izvučeni pa je potrebno izvršiti procenu njihovog koeficijenta otpora.

Slika 21 - Površine poprečnih preseka balona guma stajnog trapa i nosne noge Površina poprečnog preseka balona gume nosne noge

22 ⋅ 23 ⋅ ⋅   ⋅ ⋅   = 0.4 0.15 = 0.06

Površina poprečnog preseka balona gume stajnog trapa

      ⋅ 22       ⋅ ⋅ 23 (

(

)

= (

) = (


)

)

= 0.25

4

= 0.25

= 0.52 0.18 = 0.094 0.06

25.55

= .

4 0.094 25.55

= .

41


4.3. Poletanje (

  =

°)

(1) Uzgonske karakteristike sa otklonjenim zakrilcima - Gradijent uzgona krila na poletanju Srednja vrednost tabličnih gradijenata uzgona



=

0 11+02 102 .

.

 

= .

Slika 22 - Odredjivanje vrednosti popravnog faktora gradijenta uzgona

  

Popravni faktor gradijenta uzgona

= .

Slika 23 - Odredjivanje vrednosti faktora C6 Faktor koji zavisi od tipa zakrilaca


   = .

42


Gradijent uzgona aeroprofila sa otklonjenim zakrilcem

 0 ⋅6 =

⋅

 

= 0.106 1267 = .

  ⋅0   ⋅0  ⋅   ⋅    ⋅0 0 ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ ⋅  

Osrednjena vrednost gradijenta uzgona aeroprofila na krilu konačnog razmaha sa otklonjenim zakrilcima -

=

+ 1

=

11.216 25.55

0.1343 + 1

11.216 25.55

0.106 = .

Gradijent uzgona krila na poletanju odredjuje se analitički prema izrazu:

=

1

1 + 57.3

0.1184

=

1 + 57.3 0.1184

1 3.358

0.9975 = .

- Ugao nultog uzgona na poletanju

Potrebno je odrediti promenu ugla nultog uzgona aeroprofila sa sledećeg dijagrama.

Slika 24 - Odredjivanje vrednosti promene ugla nultog uzgona aeroprofila

∞     Δ∞ ⋅   ⋅    =0 Δ   

Promena ugla nultog uzgona aeroprofila sa otklonom zakrilca

=

.

.

°

°

Promena ugla nultog uzgona krila sa otklonom zakrilca -

=

=

9.37°

11.216 25.55

=

Ugao nultog uzgona krila sa otklonjenim zakrilcima odredjuje se prema jednačini:

=


+

= 2.99°

4.113° =

.

°

43


- Maksimalni koeficijent uzgona na poletanju Potrebno je odrediti priraštaj maksimalnog koeficijenta uzgona aeroprofila sa otklonjenim zakrilcima sa sledećeg dijagrama.

Slika 25 - Odredjivanje vrednosti priraštaja maksimalnog koeficijenta uzgona aeroprofila

     ⋅2 ⋅3 4  ⋅2 ⋅3 4     Δ ⋅Δ⋅  ⋅ ⋅    =0 Δ  

Priraštaj maksimalnog koeficijenta uzgona aeroprofila sa otklonom zakrilaca

= .

Ugao srele krila je 35°, pa se uvodi korekcija vrednosti maksimalnog koeficijenta uzgona aeroprofila pomoću popravnog faktora Δk .

= (1

)

0.08

/

= (1

0.08

/

35°)

35° = .

Priraštaj maksimalnog koeficijenta uzgona krila sa otklonom zakrilaca -

=

= 1.0325 0.815

11.216 25.55

= .

Maksimalni koeficijent uzgona krila sa otklonjenim zakrilcima odredjuje se prema jednačini:

=


+

= 0.922 + 0.3693 = .

44


- Kritični napadni ugao na sletanju Vrši se procena promene kritičnog napadnog ugla sa otklonom zakrilca na osnovu vrednosti dobijenih eksperimentalnim ispitivanjima.

 =0 Δ =

+

= 22.122° +

20 10

⋅    ( 0.6°) =

.

°

(2) Proračun otpora sa otklonjenim zakrilcima Kod klasičnih konstrukcija vazduhoplova zakrilca se koriste na manjim brzinma, kojima odgovaraju veći koeficijenti uzgona. Pri većim brzinama, odnosno keoficijentima uzgona manjim od 0.6, zakrilca u najvećem broju slučaja moraju biti uvučena da bi se izbeglo njihovo strukturalno preopterećenje. Zbog toga se proračun otpora krila sa otklonjenom mehanizacijom vrši za koeficijente uzgona veće od 0.6. Potrebno je odrediti priraštaj otpora aeroprofila sa otklonjenim zakrilcima sa sledećeg dijagrama.

Slika 26 - Odredjivanje vrednosti priraštaja otpora aeroprofila Priraštaj otpora aeroprofila sa otklonjenim zakrilcima

2

     = .

Potrebno je odrediti parametar koji definiše uticaj strele krila na priraštaj otpora, očitavanjem njegove vrednosti sa sledećeg dijagrama.


45


Parametar

Slika 27 - Odredjivanje vrednosti parametra

   = .

2

Priraštaj profilnog otpora krila usled otklanjanja zakrilca pri koeficijentu uzgona 0.6 odredjuje se prema jednačini:

   Δ0 ⋅ 2 ⋅  ⋅ ⋅      =0 Δ Δ   Δ        =

d

= 0.00677 0.829

11.216 25.55

= .

Parazitni otpor aviona sa izvučenim zakrilcima za režim poletanja se računa prema jednačini:

= (

)

+

+ (

)

+ (

)

= 0.013165 + 0.00246 + 0.003663 + 0.000587 = .

Za potrebe odredjivanja Osvaldovog faktora aviona sa otklonjenim zakrilcima potrebno je odrediti sledeće faktore. Odredjivanje parametra

  ⋅min = 0.45

  ⋅

za ugao strele

   =

°

= 0.45 0.01988 = .

Vrednost korekcionog faktora za odstupanje krila od eliptičnoog oblika sa otklonjenim zakrilcima se očitava sa sledećeg dijagrama.


46


Slika 28 - Korekcioni faktor

     

Korekcioni faktor

= .




=

1.739 9.262

= .






     ⋅⋅ ⋅  ⋅  ⋅ ⋅ = .

Vrednost Osvaldovog faktora aviona sa otklonjenim zakrilcima se može proceniti prema izrazu:

=

1

1

=

1

⋅ ⋅  ⋅⋅2 

1 3.358 0.00895 0.995 0.9297

 

= .

(3) Polara aviona sa otklonjenim zakrilcima na poletanju Polara aviona sa otklonjenim zakrilcima se može predstaviti u sledećem obliku.

   =

+

     ⋅ = .


+ .

47


4.4. Sletanje (

  =

°)

(1) Uzgonske karakteristike sa otklonjenim zakrilcima - Gradijent uzgona krila na sletanju Srednja vrednost tabličnih gradijenata uzgona



=

0 11+02 102 .

.

 

= .

Slika 30 - Odredjivanje vrednosti popravnog faktora gradijenta uzgona

  

Popravni faktor gradijenta uzgona

= .

Slika 31 - Odredjivanje vrednosti faktora C6 Faktor koji zavisi od tipa zakrilaca


   = .

48


Gradijent uzgona aeroprofila sa otklonjenim zakrilcem

 0 ⋅6 =

⋅

 

= 0.106 1.067 = .

  ⋅0   ⋅0  ⋅   ⋅    ⋅0 0 ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ ⋅  

Osrednjena vrednost gradijenta uzgona aeroprofila na krilu konačnog razmaha sa otklonjenim zakrilcima -

=

+ 1

=

11.216 25.55

0.1131 + 1

11.216

0.106 = .

25.55

Gradijent uzgona krila na sletanju odredjuje se analitički prema izrazu:

=

1

1 + 57.3

0.1091

=

1 3.358

1 + 57.3 0.1091

0.9975 = .

- Ugao nultog uzgona na sletanju

Potrebno je odrediti promenu ugla nultog uzgona aeroprofila sa sledećeg dijagrama.

Slika 32 - Odredjivanje vrednosti promene ugla nultog uzgona aeroprofila

∞    Δ∞ ⋅   ⋅    =0 Δ    =

Promena ugla nultog uzgona aeroprofila sa otklonom zakrilca

°

Promena ugla nultog uzgona krila sa otklonom zakrilca -

=

=

16°

11.216 25.55

=

.

°

Ugao nultog uzgona krila sa otklonjenim zakrilcima odredjuje se prema jednačini:

=


+

= 2.99°

7.024° =

.

°

49


- Maksimalni koeficijent uzgona na sletanju Potrebno je odrediti priraštaj maksimalnog koeficijenta uzgona aeroprofila sa otklonjenim zakrilcima sa sledećeg dijagrama.

Slika 33 - Odredjivanje vrednosti priraštaja maksimalnog koeficijenta uzgona aeroprofila

     ⋅2 ⋅3 4  ⋅2 ⋅3 4     Δ ⋅Δ ⋅  ⋅ ⋅    =0 Δ  

Priraštaj maksimalnog koeficijenta uzgona aeroprofila sa otklonom zakrilaca

= .

Ugao srele krila je 35°, pa se uvodi korekcija vrednosti maksimalnog koeficijenta uzgona aeroprofila pomoću popravnog faktora Δk .

= ( 1

)

0.08

/

= ( 1

0.08

/

35°)

35° = .

Priraštaj maksimalnog koeficijenta uzgona krila sa otklonom zakrilaca -

=

= 1.482 0.815

11.216 25.55

= .

Maksimalni koeficijent uzgona krila sa otklonjenim zakrilcima odredjuje se prema jednačini:

=


+

= 0.922 + 0.5301 = .

50


- Kritični napadni ugao na sletanju Vrši se procena promene kritičnog napadnog ugla sa otklonom zakrilca na osnovu vrednosti dobijenih eksperimentalnim ispitivanjima.

 =0 Δ =

+

= 22.122° +

40 10

⋅    ( 0.6°) =

.

°

(2) Proračun otpora sa otklonjenim zakrilcima Kod klasičnih konstrukcija vazduhoplova zakrilca se koriste na manjim brzinma, kojima odgovaraju veći koeficijenti uzgona. Pri većim brzinama, odnosno keoficijentima uzgona man jim od 0.6, zakrilca u najvećem broju slučaja moraju biti uvučena da bi se izbeglo njihovo strukturalno preopterećenje. Zbog toga se proračun otpora krila sa otklonjenom mehanizacijom vrši za koeficijente uzgona veće od 0.6. Potrebno je odrediti priraštaj otpora aeroprofila sa otklonjenim zakrilcima sa sledećeg dijagrama.

Slika 34 - Odredjivanje vrednosti priraštaja otpora aeroprofila Priraštaj otpora aeroprofila sa otklonjenim zakrilcima

2

     = .

Potrebno je odrediti parametar koji definiše uticaj strele krila na priraštaj otpora, očitavanjem njegove vrednosti sa sledećeg dijagrama.


51


Parametar

  

Slika 35 - Odredjivanje vrednosti parametra

= .

2

Priraštaj profilnog otpora krila usled otklanjanja zakrilca pri koeficijentu uzgona 0.6 odredjuje se prema jednačini:

   Δ0 ⋅ 2 ⋅  ⋅ ⋅      =0 Δ Δ   Δ        =

d

= 0.053 0.829

11.216 25.55

= .

Parazitni otpor aviona sa izvučenim zakrilcima za režim sletanja se računa prema jednačini:

= (

)

+ (

+

)

+ (

)

= 0.013165 + 0.01929 + 0.003663 + 0.000587 = .

Za potrebe odredjivanja Osvaldovog faktora aviona sa otklonjenim zakrilcima potrebno je odrediti sledeće faktore. Odredjivanje parametra

  ⋅min = 0.45

  ⋅

 

za ugao strele

=

°

= 0.45 0.0367 = .

Vrednost korekcionog faktora za odstupanje krila od eliptičnoog oblika sa otklonjenim zakrilcima se očitava sa sledećeg dijagrama.


52


     

Korekcioni faktor

Slika 36 - Korekcioni faktor

= .




=

1.739 9.262

= .






     ⋅⋅ ⋅  ⋅  ⋅ ⋅ = .

Vrednost Osvaldovog faktora aviona sa otklonjenim zakrilcima se može proceniti prema izrazu:

=

1

1

=

1

⋅ ⋅  ⋅⋅2 

1 3.358 0.01652 0.995 0.9297

 

= .

(3) Polara aviona sa otklonjenim zakrilcima na sletanju Polara aviona sa otklonjenim zakrilcima se može predstaviti u sledećem obliku.

   =

+

     ⋅ = .


+ .

53


5. Skupni dijagramski prikaz aerodinamičkih karakteristika aviona Aerodinamičke karakteristike aviona na režimu krstarenja sa uticajem stišljivosti CZ

α [°]

CX nestiš.

CZ/CX

CZ1/2/CX

CZ3/CX2

ΔCXC

CX stiš.

CZ/CX stiš.

CZ1/2/CX sitš.

0

2.99

0.01316

0.000

0.000

0.000

0.000047

0.013211

0.000

0.000

0.1

4.62

0.01427

7.006

22.154

4.908

0.000073

0.014347

6.970

22.042

0.2

6.25

0.01760

11.362

25.407

25.821

0.000127

0.017729

11.281

25.225

0.3

7.88

0.02315

12.960

23.662

50.388

0.000156

0.023304

12.873

23.504

0.4

9.52

0.03091

12.940

20.459

66.972

0.000228

0.031141

12.845

20.309

0.5

11.15

0.04090

12.226

17.290

74.737

0.000342

0.041239

12.124

17.147

0.6

12.78

0.05310

11.300

14.588

76.611

0.000485

0.053583

11.198

14.456

0.7

14.42

0.06752

10.367

12.391

75.239

0.8

16.41

0.08416

9.506

10.628

72.290

0.9

20.26

0.10302

8.737

9.209

68.695

0.922

22.12

0.10746

8.580

8.935

67.871

Aerodinamičke karakteristike aviona na režimu poletanja (τ=20°) CZ

α [°]

CX nestiš.

CZ/CX

CZ1/2/CX

CZ3/CX2

0.6

7.2219

0.05999

10.001

12.911

60.013

0.7

8.6127

0.07448

9.399

11.233

61.833

0.8

10.004

0.09119

8.773

9.808

61.566

0.9

11.394

0.11014

8.172

8.614

60.098

1

12.785

0.13131

7.616

7.616

57.998

1.1

14.327

0.15471

7.110

6.779

55.610

1.2

16.365

0.18034

6.654

6.074

53.134

1.291

20.922

0.20560

6.279

5.526

50.904

Aerodinamičke karakteristike aviona na režimu sletanja (τ=40°) CZ

α [°]

CX nestiš.

CZ/CX

CZ1/2/CX

CZ3/CX2

0.6

4.7508

0.07954

7.543

9.738

34.139

0.7

6.2149

0.09501

7.367

8.806

37.995

0.8

7.679

0.11286

7.088

7.925

40.195

0.9

9.1432

0.13309

6.762

7.128

41.155

1

10.607

0.15570

6.422

6.422

41.248

1.1

12.071

0.18069

6.088

5.804

40.766

1.2

13.536

0.20806

5.767

5.265

39.917

1.3

15.007

0.23781

5.466

4.794

38.847

1.4

17.246

0.26994

5.186

4.383

37.657

1.452

19.722

0.28759

5.049

4.190

37.013


54


Cz 1.6 1.5

10

20

30

100

200

300

Cz1/2/Cx Cz3/Cx2 POL tau 0

1.4 1.3

POL tau 20

1.2

POL tau 40

1.1 FD tau 0

1

0.9

FD tau 20

0.8

FD tau 40

0.7

FP tau 0

0.6 0.5

FP tau 20

0.4

FP tau 40

0.3

POL stišljivo

0.2 FD stišljivo

0.1 0 0 0.02 0.04 0.06 0.08 0.1 0.12 0.14 0.16 0.18 0.2 0.22 0.24 0.26 0.28 0.3 0.32Cx


55

Projektni zadatak iz predmeta Primenjena aerodinamika

Recommend Documents