aeroprofil i krilo

8/9/2019 Aeroprofil i Krilo

1/106

Konstrukcija Letelica

Aeroprofil i izbor geometrije

Zlatko Petrovíc

February 28, 2007


2/106

Proces koncipiranja letelice


3/106

Prošireni krug


4/106

Deo I

Aerodinamika Aeroprofila


5/106

Terimini i definicije u aerodinamici – 1/5

Do sada bi trebalo da su jasni sledeći pojmovi:

Aerodinamički centar Tačka oko koje se ne menja koeficijentmomenta aeroprofila ili krila kada se menja napadniugao strujanja.

Aeroprofil Presek krila. Osnovni uticaj na uzgon i otpor krila.

Centar pritiska Tačka u kojoj je moment od uzgona jednak nuli.Tu deluje sila uzgona. Položaj centra potiska semenja sa napadnim uglom.

Tetiva Rastojanje od napadne do izlazne ivice aeroprofila.

Cirkulacija Mera vrtložnosti strujnog polja. Za neviskozan fluid:

L = Γ · V ·

CFD Proračunska mehanika fluida. Skup raznih tehnikaza proračun strujanja.


6/106


Gustina Masa po jedinici zapremine fluida. Zanekompresibilan model strujanja gustina jekonstantna i iznosi = 1.225 [kg /m3] pristandardnim uslovima (p = 100325 [Pa] i t = 15◦C ).

Otpor Sila koja se protivi kretanju. Osnovne komponente:

Otpor trenja (presudna veličina površine)Otpor usled razlike pritisaka (presudan oblik)Indukovani otpor (presudni vitkost krila ikoeficijent uzgona)

Talasni otpor (presudna brzina leta)Interferencije komponenti letelice i interakcije sapogonom


7/106


Koeficijent otpora Koeficijent otpora se definiše:

C D ≡ C x = D

qS

Dinamički pritisak Definicija:

q = 1

2V 2, [Pa]

Uzgon Sila koja deluje upravno na pravac leta (ne vrši rad!)U horizontalnom letu ova je sila jednaka težiniletelice.

L = ΓV Koeficijent uzgona Definǐse se:

C L ≡ C z = L

qS


8/106


Srednja aerodinamička tetiva Tetiva dvodimenzionalnog krila kojeima iste karakteristike, kao realno krilo.

NACA aeroprofili Aeroprofili, koje konstruisala NACA organizacija.NACA je kasnije reorganizovana u NASA.

Panel Metod Numerička tehnika kojom se singularna rešenjaneviskoznog i nekompresibilnog strujanja rasporedjuju

po povřsini letelice u cilju zadovoljavanja graničnihuslova.

Zakrilce Spojeno šarnirom u blizini izlazne ivice aeroprofila.Širina se zadaje u procentima tetive aeroprofila, aodklon u stepenima.

Koeficijent pritiska Bezdimenzioni izraz za pritisak, definicija:

C P = p − p ∞

q


9/106


Stoling (Slom uzgona) Nakon nekog napadnog ugla uzgonnije više proporcionalan napadnom uglu, već počinje

sporije (břze) da opada sa porastom napadnog ugla.Ta pojava se naziva stoling. Pri poletanju se moraizbeći stoling jer bi se letelica razbila o zemlju uslednedovoljnog uzgona.

Strujna linija Konture (linije) tangentne na pravac brzine strujanja.

Opterećenje krila Težina letelice po jedinici referentne površine:W S

= mg S

Razmah krila Rastojanje izmedju najudaljenijih tačaka krilanormalno na osu letelice (b ).

Suženje krila odnos izmedju tetiva na vrhu i u korenu krilaλ = t /o .

Vitkost krila Definicija: Λ =

= b 2

S .

Referentna površina Povřsina projekcije krila na ravan koja

prolazi kroz SAT.


10/106

Početni oblik letelice

Pre prvog definisanja početnog oblika letelice potrebno je definisati(izabrati):

Izabrati aeroprofil

Geometriju krila i repa

Opterećenje krila W /S Odnos (T /W ) ili (P /W )

Masu na poletanju

Masu goriva

Veličinu krila, repa i motora.

Veličinu trupa


11/106

Izbor aeroprofila

Srce letelice, jer utiče na:

Brzinu krstarenja

Dužinu poletne i sletne stazeBrzinu pri kojoj dolazi do sloma uzgona

Kvalitete leta (naročito u blizini stolinga)

Sveukupnu efikasnost leta letelice.


12/106

Geometrija aeroprofila – 1/4


13/106



14/106



15/106


Oblik aeroprofila je diktiran namenjenom brzinom leta:

Podzvučni aeroprofili imaju zaobljenu napadnu ivicu

Nadzvučni imaju oštru napadnu ivicu kako bi se izbeglo

odvajanje udarnog talasa

Zakošavanjem krila se postiže podzvučna napadna ivica kodsupersoničnih letelica, što dozvoljava upotrebu aeroprofila sazaobljenom napadnom ivicom. Neophodno zbog poletanja!


16/106

Raspodela pritiska – 1/5

/


17/106


R d l k /


18/106


Nanki aeroprofili imaju tendenciju preranog otcepljenja strujanja.

R d l i i k 4/5


19/106


R d l i i k 5/5


20/106


A di iˇki k fi ij ti 1/3


21/106

Aerodinamički koeficijenti – 1/3

A di iˇki k fi ij ti 2/3


22/106

Aerodinamički koeficijenti – 2/3

Aerodinamički koeficijenti krila:

C L ≡ C z = L

qS

C D

≡C x =

D

qS

C M ≡ C m = M

qcS , q =

1

2V 2

U odnosu na krilo koeficijenti aeroprofila se sračunavaju na

jediničnu dužinu beskonačno dugačkog pravougaonog krila:

S = 1 · c

Ae odi a ički koeficije ti 3/3


23/106

Aerodinamicki koeficijenti – 3/3

Polara Laminarni vs Obični Aeroprofili 1/2


24/106

Polara Laminarni vs Obicni Aeroprofili – 1/2

Polara Laminarni vs Obični Aeroprofili 2/2


25/106

Polara Laminarni vs Obicni Aeroprofili – 2/2

Familije aeroprofila 1/2


26/106

Familije aeroprofila – 1/2



27/106


Konstrukcija aeroprofila – 1/6


28/106

Konstrukcija aeroprofila 1/6

Aeroprofili se danas:

Biraju na osnovu karakteristika (NACA serija)

Konstruǐsu na osnovu definisanih brzina ili pritisaka po konturi

aeroprofila (često se dobijaju nerealni oblici)Optimiziraju variranjem geometrijskih parametara (dobijaju seuvek realne konture – postupak je nešto duži)

Optimizira se krilo, a aeroprofili su nuzproizvod



29/106




30/106




31/106




32/106




33/106

j p /

Konstruktivni parametri aeroprofila – 1/19


34/106

p p /

Sledeći parametri utiču na aerofinamičke karakteristike aeroprofila:

Krivina aeroprofila (ugao nultog uzgona)

Nagib i oštrina izlazne ivice (gradijent krive uzgona)

Idealni koeficijent uzgona ((C L/C D )max)

Stoling karakteristike aeroprofila

Relativna debljina aeroprofila (otpor i gradijent krive uzgona)

Brzina leta (preko kompresibilnosti i Rejnoldsovog broja)

Kvalitet obrade spoljne površine (otpor i trenutak tranzicije u

trubulentni gr. sloj)



35/106

p p /

Gradijent krive uzgona

C α = 1.05

β · K · (C α)theory , β =

1 − M 2

∞

parametar φTE se izračunava:

tan φTE

2 =

Y 90 − Y 9918

gde 90 i 99 označavaju debljine aeroprofila na 90% i 99% tetiveaeroprofila.Na sledećim slajdovima su dati dijagrami za odredjivanje K ,(C α)theory



36/106

p p /



37/106

/



38/106



39/106

Optimalni uzgon

Maksimalnom odnosu L/D odgovara optimalni uzgon aeroprofilaza režim krstarenja, jer se tada postiže maksimalni dolet!



40/106

Za početak se može pretpostaviti da je uzgon krila istovetan sa

uzgonom aeroprofila:

W = L = C LqS ≈ C qS

Odakle sledi:

C = 1q

W S

Dinamički pritisak q zavisi od visine () i brzine leta, dok W /S treba odabrati da letelica ima optimalne karakteristike i dazadovoljava propise kategorije, kojoj letelica pripada!Obično se idealni koeficijent bira oko C L ≈ 0.5, na osnovu iskustvai prethodno izvedenih letelica. Mora postojati rezerva u C L zamanevar!



41/106

Stoling karakteristike



42/106

Uticaj relativne debljine



43/106

Relativna debljina ima direktan uticaj na:

Otpor krila

Maksimalni koeficijent uzgonaKarakteristike stolinga

Težinu krila



44/106



45/106



46/106



47/106



48/106

Slika: Uticaj Rejnoldsovog broja na gradijent krive uzgona (dC L/d α) zanekoliko aeroprofila



49/106



50/106



51/106



52/106

Uredjaji za povećanje uzgona


53/106

Maksimalni koeficijent uzgona po tipovima letelica


54/106

D II


55/106

Deo II

Geometrijske karakteristikekrila

Osnovni parametri – 1/2


56/106

Osnovni parametri – 2/2


57/106

Referentna površina:

S = b ·c r + c T

2

Suženje

λ = c t

c r

Vitkost krila

= A = Λ = b 2

S

Osnovne veze:

S = W /(W /S ), b = √ · S , c t = λc r

c r = 2S

b (1 + λ)

Strela krila


58/106

tanΛLE = tan ΛC /4 + 1 − λ

(1 + λ)

Karakteristǐcne površi


59/106

Geometriske karaktistike referentne površine


60/106

Površina krila


61/106

Bira se na osnovu:

Otpora pri krstarenju

Brzine stolinga, odnosno dužine poletno-sletne staze

Težine krilaZapremine goriva

Najbolji koeficijent uzgona za krilo nije istovremeno i najboljikoeficijent uzgona za letelicu

Srednja aerodinamička tetiva


62/106

c̄ = 2

3 · c r ·

1 + λ + λ2

1 + λ , Ȳ =

b

6 · 1 + 2λ

1 + λ

Tpičan položaj aerodinamičkog centra je na c̄ /4 za podzvučno

strujanje i 0.4c̄ za nadzvučno!

Razmah


63/106

Jedna od osnovnih odluka o obliku krilaPovećanjem razmaha smanjuje se indukovani otpor, ali rastetežina krila.

Povećanjem razmaha povećava se ugib krila, utiče nastabilnost i aeroelastične karakteristike (flater).

Raste cena krila sa povećanjem razmaha.

Smanjuje se prostor za gorivo sa povećanjem razmaha.

Otežano se smešta stajni trap

Smanjuje se Rejnoldsov broj, (raste parazitni otpor, smanjujese maksimalni koeficijent uzgona)

Debljina krila


64/106

Povećanjem relativne debljine olakšava se krilo – veći momentinercije.

Do 12% debljine raste C L sa porastom relativne debljineaeroprofila.

Raste krutost i zapremina krila sa porastom t /c .

Rast t /c blago povećava otpor krila.

Maksimalna brzina opada sa porastom t /c zbog efekatacompresibilnosti.

Indukovani otpor


65/106

Dodatna potrošnja energije na vrtloženje u ravni normalnoj na

pravac leta!

Uticaj vitkosti – 1/2


66/106

Uticaj vitkosti – 2/2


67/106

Vitkost pouke


68/106

Povećavanjem vitkosti smanjuje se udeo krila na koji vrtlog savrha krila ima snažan uticaj.

Maksimalna finesa za podzvučno strujanje, (L/D )max, rastepribližno sa korenom od vitkosti krila (S wet /S ref =const).

Težina krila raste sa porastom vitkosti proporcionalno korenu

vitkosti krila (const·√ ).Povećanjem vitkosti smanjuje se ugao stolinga, razlog zaštorepne povřsi imaju manju vitkost, a kanari veću od krila.

Za jedrilice se vitkost odredjuje prema željenom uglu klizanja

koji je jednak L/D .U sledećoj tabeli su dati trendovi za izbor vitkosti krila.

Trendovi za izbor vitkosti – 1/2


69/106

Tabela: Vitkost krila preko ekvivalentne vitkosti krila

Vrsta letelice Ekvivalentna vitkost

Jedrilice 0.19(L/D )1.3maxElisni pogon

Kućna izrada 6Opšte vazd. 1 motor 7.6Opšte vazd. 2 motora 7.8Poljoprivredni avion 7.5Turboelisni 2 motora 9.2

Hidroavioni 8.0

Evivalentna vitkost se dobija kada se kvadrat razmaha b 2

podeli sa S ref + S kp , gde je S kp površina repa i kanara.

Trendovi za izbor vitkosti – 2/2


70/106

Tabela: Vitkost krila preko ekvivalentne vitkosti krila

Tip mlaznog aviona a C

Školski 4.737 -0.979

Lovački 5.416 -0.622Borbeni 4.110 -0.622Kargo, bombarder 5.570 -1.075Transportni 7.500 0

eq = aM C max

Trendovi za izbor strele krila


71/106

Strela poukeKoristi se za umanjenje negativnih efekata kompresibiliteta,veći C deblje krilo


72/106

veci C L, deblje kriloTeorijski formiranje udarnog talasa zavisi od brzine normalne

na napadnu ivicu krila, a ne od brzine leta leteliceGubitak uzgona usled supersonočnog strujanja se možekompenzovati zakretanje krila za ugao strele koji obezbedjujesmštanje krila iza mahovog konusa θ = π/2 − arcsin 1/M Za M > 2.5 strela je prevelika dovodi do strukturnih problemapa se manji ugao strele kompenzuje zaoštrenim aeroprofilima(krila i repne povřsine raketa).Teoretski nema razlike izmedju prednje i zadnje strele (razlikesu strukturne prirode – aeroelastični efekti)

Strelom se može podešavati položaj centra potiska zbogstabilnosti. Teško se smešta stajni trap.Strela kod vertikalaca povećava efikasnost zbog povećanograstojanja od težišta. Opterećenje na kraju krila.Suženje i strela utiču na tendenciju propinjanja, sledeći slajd,

destabiliše letelicu

Propinjanje


73/106

Eliptičko krilo


74/106

Raspodela uzgona


75/106

Strela i suženje


76/106

Suženje


77/106

Suženje pouke

Idealan oblik je eliptičko krilo – skupo za proizvodnju?


78/106

Pravougaono krilo ima 7% veći otpor od eliptičnog.

Trapezno krilo sa λ = 0.45 ima približno jednak indukovaniotpor kao i eliptičko krilo (razlika je manja od 1%).

Kada se u razmatranje uzme i težina najpovoljnije je suženjeod λ = 0.4 ako krilo nema strelu.

Za krila sa strelom najoptimalnije kombinacije su prikazanedijagramom sa prethodnog slajda.

Pravougaono krilo ima raspodelu opterećenja kao eliptičkokrilo ako ima prednju strelu od ΛLE ≈ −22◦

Veće suženje – manja težina krila, manje suženje vǐse mestaza gorivo.

Kada je korena tetiva veća lakše se smešta stajni trap.

Mala tetiva - mali Rejnoldsov broj, C Lmax?

Parametri krila i M cr


79/106

Slika: Uticaj parametrara krila na kritični Mahov broj (M cr )!

Uticaj parametara krila na težinu i prostor za smeštajgoriva


80/106

Slika: Uticaj strele krila, t /c i na težinu i količinu goriva.

Vitoperenje


81/106

Slika: optimalno vitoperenje nije linearno!

Vitoperenje – pokue

Koristi se za uspostavljanje preraspodele opterećenja duž


82/106

p j j p p p jrazmaha

Može biti geometrijsko ili aerodinamičko

Raspodela opterećenja je idealna samo za jedan napadni ugao

Zakon vitoperenja je nelinearan

Izbegava se vitoperenje veće od 5◦ (obǐcno 3◦).

Koristi se za odlaganje stolinga na krajevima krila kako bi sezadržala efikasnost krilaca.

Vřsi se tako da su krajevi krila pod manjim napadnim uglom uodnosu na ravan simetrije.

Smanjuje torzioni moment – lakše krilo.

Kod strelastih krila raste moment propinjanjaletelice – smanjuje se otpor usled trimovanja.

Ugao ugradnje krila


83/106

Predstavlja ugao izmedju ose trupa i tetive referentnog preseka.

Bira se da minimizira otpor pri nekom režimu leta (obično prikrstarenju).

Obično se tru postavi pod nekoliko stepeni da doprinese

totalnom uzgonu.Kod većih letelica naklon može praviti problem za vidljivost.

Otpočet sa 2◦ za generalnu avijaciju i homebuilt kategoriju, 1◦

za transportnu avijaciju i 0◦ za borbene avione.

Ugao dijedra – 1/3


84/106

Predstavlja ugao izmedju horizontalne površine i ravni krila.

Povećava stabilnost po uzdužnoj osi

Visokokrilac pokazuje efekat dijedra nasuprot niskokrilcu.

Visokokrilci često imaju negativni dijedar da bi kompenzovalipovećanje napadnog ugla usled prisustva trupa (sledeći slajd).

U tabeli koja sledi su date preporuke za veličinu ugla dijedra.



85/106



86/106

Položaj krila po visini – 1/5

Osobine visokokrilca:


87/106

Kraći stajni trap

Niža utovarna visina

Dovoljni klirens za motore

Lak servis motora (mala visina)

Veliki falpsovi se mogu upotrebiti za STOL

Veća težina trupa jer je odvojeno opterećen krilom i stajnimtrapom.

Trup je zaravnjen pri dnu – veća masa, veće strukturnoopterećenje.

Blokira vidljivost u zaokretu.

Može blokirati vidljivost pri penjanju (neophodna prozirnost ukabini)



88/106

Osobine srednjekrilaca:Najmanji otpor za kružni trup (slika sledeći slajd)

Još uvek dovoljno prostora do tla

Dobra vidljivost unazad (borbeni avioni)

Najbolje manevarske karakteristike

Problem u prenosu opterećenja izmedju krila i trupa

Ne može se provlačiti ramenjača kod putničkih i borbenihaviona.



89/106



90/106

Osobine niskokrilaca:

Glavna prednost je da se stajni trap može uvući u krilo, koje jeionako jako.

Stajni trap je vǐsi kako bi obezbedio klirens za motore i trup.

Neometan prostor za putnike

Potrebna posebna oprema za utovar i istovar (stepenice)

Može se upotrebiti jednodelni flaps (redukuje se kompleksnostkonstrukcije)

Dijedar može biti veći od neophodnog zbog potrebe klirensa.

Viši položaj ose propelera povećava otpore i potrošnju goriva.



91/106

Krajevi krila – 1/2


92/106

Krajevi krila – 2/2

Malo utiču na okvašenu površinu letelice


93/106

p

Veliki uticaj na lateralni položaj slobodnog vrtlogaOštar završetak krila otežava prostrujavanje za razliku odzaobljenog kraja.

Najčešće primenjivani oblik je Hornerov oblik.

Spušten ili izdignut kraj se ponaš slično Hornerovomzavřsetku.

Zabačena izlazna ivica smanjuje indukovani otpor, alipovećava torzioni moment.

Zasečeni krajevi se koriste kod supersoničnih letelica.

Ploče i vingleti smanjuju prostrujavanje, a vingleti mogu daiskoriste vrtložno strujanje za dodatni uzgon.

Repne površine – 1/4

Važi za njih ono što je rečeno za krilo


94/106

Osnovna namena im je stabilizacija i promena položaja leteliceu odnosu na pravac leta.

Obično se postavlja pod negativan ugao – uravnotežavamoment krila oko težišta letelice.

Vertikalni rep u normalnim okolnostima se postavlja pod

nultim napadnim uglom.Propeler generǐse dodatne momente i nesimetričnosti kojetreba uravnotežavati.

Vertikalni rep kod letelica sa vǐse motora mora biti u stanju da

uravnoteži moment koji nastaje usled izostanka rada motorana jednoj strani.

Povřsina mora biti dovoljna da upravlja letom letelice.



95/106

Repne površine – 3/470% letelica ima konvencionalni raspored postoje razlozi zaalternative

T raspored Teži od prtehodne varijante Van uticaja krila


96/106

T-raspored. Tezi od prtehodne varijante. Van uticaja krila.

Efikasnije vadjenje iz kovita. Vertikalac sa pločom na kraju.Krstasta kombinacija je kompromis izmedju prethodne dvevarijante.

Izvlačenje vertikalca van zone zasenčenja. Teži je odkonvencionalnog, ali horizontalac može biti manji. Skriva vreoizduv. Smanjuje visinu letelice zbog hangara.

V-raspored. Zbog povećanog razmaha ne pruža uštedu uokvašenoj povřsini. Manji interferentni otpor. Kompleksnijeupravljanje. Kod skretanja generǐse i moment valjanja.

Obrnuto V generǐse moment valjanja u pravom smeru, možese javiti problem sa klirensom.

Y-raspored. Prvenstveno se koristi da se uklone horizontalnerepne povřsi van zasenčenja od krila pri velikim napadnimuglovima.



97/106

Dvostruki rep se uglavnom koristi kod lovaca. Smanjuje sepotrebna visina. Teži su od jednog repa.

Dvorepac omogućuje stavljanje propelera u sredinu ili težegmlaznog motora. Repne grede mogu ali i ne moraju bitipovezane. Može se koristiti invertovani V raspored ili kanar.

Prstenasto krilo se nije pokazalo kao praktično rešenje

Repne površine moraju biti van zone zasenčenja od krila, inače semože desiti gubitak kontrole i propinjanje pri velikim napadnimuglovima. Sledeća skica ukazuje na pogodne položaje za

horizontalne repne površine.

Položaj repnih površina


98/106


99/106

Ostale repne konfiguracije – 2/5Kanari:

Dve vrste kanara uzgonski i kontrolni, kontrolni se montiraoko nultog napadnog ugla, problem stabilnost.


100/106

g p g g , p

Uzgonski kanar je vitkiji kako bi se smanjio indukovani otpor,prvi pada u stoling i automatski smanjuje napadni ugao.

Repne površi smanjuju ukupnu nosivost leteilice, dok kanaripovećavaju.

Pomeranje krila unazad rezultuje povećanim momentima odflapsova.

Kompenzacija flapsova zahteva snažno povećanje uzgonakanara.

Kanari su bliži težištu od repnih površina pa je neophodnavéca povřsina.

Osnovni dobitak kod kanara je bezbednost, letelica se ne moženaterati u stoling.

Sa kanarima se ne može ostvariti propinjanje.


101/106

Ostale repne konfiguracije – 4/5


102/106

Tri površine:Teorijski ima najmanji trim otpor.

Nema problema sa flapsovima, lako ih kompenzuje rep.

Zbog podele uzgona manji je indukovani otpor.

Ušteda u indukovanom otporu je zanemarljiva zaboginterferencije.

Sistem za upravljanje je kompleksan.

Povećava se težina letelice.

Ostale repne konfiguracije – 5/5

After Strake:


103/106

Spečava nekontrolisano propinjanje.Kontrola propinjanja (napadnog ugla)

Bezrepac:

Najmanja težina i otpor

Stabilna varijanta ima mali uzgon (potrebna velika površinakrila)

Veoma osetljiv na položaj težišta. Gorivo mora biti smeštenotačno u težǐste!

Veoma kompleksan sistem upravljanja i stabilizacije.Upravljanje se može vřsiti vingletima ili krajevima krila.

Vadjenje iz kovita


104/106

Dimenzionisanje repnih povřsina – 1/2


105/106

Repne povřsine direktno zavise od povřsine krila i ne mogu se

definisati pre nego što se definiše samo krilo.Početna veličina repnih površina se odredjuje na osnovuvolumetriskih koeficijenata.Vitkost i suženje repa malo variraju zarazličite konfiguracije letelica.

Dimenzionisanje repnih povřsina – 2/2

Neki horizontalci se prave pravougaono zbog redukcijeproizvodne cene.

Zakošenje horizontalnih površina je za oko 5◦ veće od krila


106/106

Zakosenje horizontalnih povrsina je za oko 5◦ vece od krila,zbog manje osetljivosti na udarne talase i očuvanjamogućnosti za upravljanjem.

Zakošenje vertikalca je izmedju 35◦–55◦.

Kod podzvučnih letelica estetski razlozi odlučuju da zakošenje

bude veće od 20◦.

Kritični Mahov broj za vertikalac mora biti veći od kritičnogMahovog broja za krilo.

Tačno definisanje repnih površina nije kritično za izradu

koncepta letelice. Repne površi se doteruju aerotunelskimispitivanjima i detaljnijim proračunima kasnije!

Za podzvučne letelice relativna debljina repa je sličnarelativnoj debljini krila, za nadzvučne 10% manja.

aeroprofil i krilo

Documents