P R I N C I P I L E T A

TEORIJA LETENJA P R I N C I P I L E T A ZA PILOTE ULTRALAKIH VAZDUHOPLOVA ULAPL (ULA / ULT) Hudomal Franc, TP / FI CPL(A), FI ULAPL (A) 2012

PRINCIPI LETENJA Aerodinamika malih brzina Sadržaj 1. Energija...1 2. Vazduh i njegove osobine...2 3. Atmosfera i njene karakteristike...6 4. Meñunarodna standardna atmosfera MSA...7 5. Visine u vazduhoplovstvu...7 6. Strujanje vazduha...9 7. Statički i dinamički pritisak...10 8. Bernulijev zakon...11 9. Merenje brzine leta i Pito cev...12 10. Strujanje vazduha oko tela različitog oblika...14 11. Aeroprofil u vazdušnoj struji i sila uzgona...15 12. Granični sloj...17 13. Sila otpora...18 14. Geometrijske karakteristike aeroprofila...19 15. Krilo aviona i oblici krila u planu...21 16. Geometrijske karakteristike krila...23 17. Polara krila...25 18. Finesa aviona...26 19. Težište aviona...27 20. Glavne ose aviona...28 21. Komande leta...29 22. Mehanizacija krila...33 23. Elisomotorna grupa...37 24. Aerodinamičke sile i njihovi odnosi...41 25. Stabilnost aviona...43 Teorija letenja Principi leta 1

T3 ENERGIJA Energija predstavlja sposobnost nekog tela da izvrši rad. Svako telo može da poseduje potencijalnu i kinetičku energiju. Potencijalna i kinetička energije su dva oblika mehaničke energije. Obe vrste energije predstavljaju sposobnost za vršenje rada. Potencijalna energija je energija položaja nekog tela. Ako neko telo podignemo na odreñenu visinu utrošili smo neki rad, a telo je dobilo mogućnost da nam taj rad vrati. Ono poseduje potencijalnu energiju (Ep). Potencijalna energija ravna je proizvodu težine tela i visine na kojem se nalazi. E p = m h Kinetička energija je energija kretanja. Ona je upravo proporcionalna masi tela i kvadratu brzine. m V 2 E k = ---------------- V = a t 2 Zakon o održanju energije ENERGIJA SE NE MOŽE UNIŠTITI, NITI SE IZ NIČEGA STVORITI, ALI MOŽE PRELAZITI IZ JEDNOG OBLIKA U DRUGI - UVEK U NEIZMENJENOJ UKUPNOJ KOLIČINI. PRVI NJUTNOV ZAKON SVAKO TELO TEŽI DA ZADRŽI SVOJE STANJE MIROVANJA ILI KRETANJA - - SVE DOK GA NEKA SILA NE PRIMORA DA TO STANJE PROMENI Pokrenuto telo kreće se usled impulsa sile dobijenog na početku kretanja, a po zakonu inercije želi da zadrži to stanje kretanja. TREĆI NJUTNOV ZAKON UZAJAMNA DEJSTVA DVA TELA UVEK SU JEDNAKE VELIĆINE I SUPROTNIH SMEROVA Svakoj akciji (dejstvu) suprostavlja se reakcija (protivdejstvo) iste jačine, a suprotnog smera. Vrste kretanja Postoje ustaljena i neustaljena kretanja tela. S obzirom na pravac kretanja razlikujemo pravolinijska i krivolinijska kretanja. Neustaljena kretanja dele se na jednoliko neustaljena i nejednoliko neustaljena kretanja. Teorija letenja Principi leta 2

T 2 VAZDUH I NJEGOVE OSOBINE Vazduh je sredina ambijent u kome se vrši letenje. Sastoji se od velikog broja molekula koje se kreću potpuno haotično, sudarajući se meñusobno i sa telima oko kojih se kreću. Zbog toga molekuli vazduha stalno menjaju svoju brzinu i smer kretanja. Srednja kinetička energija takvog haotičnog molekularnog kretanja proporcionalna je apsolutnoj temperaturi gasa. Promena temperature gasa (vazduha) odražava se kao promena srednje brzine molekula. Pritisak na zidove tela je konstantan jer je rezultat beskonačnog broja sudara molekula sa telom. Pritisak na telo zavisi od: Mase molekula Srednje brzine molekula Količine molekula (u jedinici zapremine) Pritisak se kroz vazduh prenosi preko beskonačnog broja sudara molekula u vidu talasa. Molekuli nisu savršeno elastični te se poremećaj pritiska ne širi u beskonačnost. Vazduh posmatramo kao homogeni gas (jedna vrsta molekula). To iz razloga što se vazduh sastoji uglavnom iz dvoatomnih gasova čije molekule imaju slična svojstva. Na nivou mora sastav vazduha je sledeći: Azot 78.09 % Kisik (O 2 ) 20.95 % Ostali gasovi 1.5 % U atmosferskom vazduhu postoji izvestan deo vodene pare čija količina zavisi od vremenskih uslova. Kod malih brzina (do brzine 350 km h) učešće vodene pare u vazduhu ne igra značajnu ulogu. Kontinuitet vazduha OSOBINE VAZDUHA Vazduh smatramo kao prostor bez ikakvih praznina. Prolaskom nekog tela on se deformiše na karakterističan način prateći u odreñenom smislu oblik tela u prolasku. Pri tome se pritisak izazvan prolaskom tela prenosi kroz njega kao kroz odreñenu molekularnu sredinu. Ovo važi za visine do 20 kilometara (troposfera, tropopavza i deo stratosfere). Na velikim visinama (preko 80km) prestaju da važe zakoni aerodinamike i termodinamike, a u mesto njih nastupa kinetička teorija gasova. Teorija letenja Principi leta 3

Inertnost vazduha Kao i svako telo i vazduh poseduje osobinu da zadrži prvobitno stanje mirovanja ili kretanja sve dok ga neka sila ne primora da promeni to stanje (I.Njutnov zakon). U tom slučaju vazduh će se suprostaviti dejstvujućoj sili silom istog intenziteta ali suprotnog smera. Stišljivost vazduha Predstavlja osobinu vazduha da menja svoju zapreminu pod dejstvom odreñene sile. Kod nestišljivog fluida poremećaj se prenosi na sve čestice odjednom, a kod stišljivog u obliku talasa sa konačnom brzinom. Poremećaji pritiska se u vazduhu prenose na dva načina: Mali poremećaji (spori) prenose se brzinom zvuka Jaki poremećaji (eksplozije, nadzvučno kretanje tela) prenose se brzinom koja može biti i nekoliko puta veća od brzine zvuka Primer: ako bacimo kamen u vodu poremećaj koji on stvara upadom u tečnu sredinu (fluid) oblikuje se u koncentrične krugove. Čestice vode pri tome ne menjaju svoj položaj u odnosu na centar u kome je poremećaj stvoren, nego se samo pomeraju po visini ispod i iznad srednjeg nivoa vode... Temperatura vazduha [ t v ] Predstavlja stepen zagrejanosti vazduha. Meri se i izražava u stepenima [ tº C K ]. Sunce direktno zagrejava zemlju koja prima, akumulira i zraći tu primeljenu toplotu predajući je najbližem sloju vazduha. Ovaj se proces završava uspostavljanjem termodinamičke ravnoteže. Pri tome se gubi izvestan deo toplotne energije, tako da sa povećanjem visine temperatura opada za 6.5 ºC na svakih 1000 metara visine (do visine oko 11.000 m odnosno tropopavze). Od visine 11 km pa nadalje temperatura je stalna i iznosi t = -56.4 ºC (važi za stratosferu). U standardnim uslovima temperatura na visini izračunava se pomoću sledećeg obrasca: H t h = t o - [ 0.65 ----------- ] 100 Primer : izračunavanje temperature na visini 3000 metara t o = +15 ºC 3000 t h = 15º - [ 0.65 ----------- ] = - 4.5 ºC 100 Teorija letenja Principi leta 4

Pritisak vazduha [ p v ] Pritisak vazduha predstavlja težinu vazdušnog stuba preseka 1 cm na nivou mora. Toricelli je svojim ogledom dokazao da je pritisak vazduha na morskoj površini pri temperaturi t o = +15 ºC jednak pritisku živinog stuba visine 760mm na odreñenu površinu. Pošto živa ima specifičnu težinu 13.6 p cm 3, a pomeranje žive u staklenoj cevčici iznosi 76cm. Toricelli je zaključio sledeće : p o = 76 13.6 = 1033 p Fizička atmosfera predstavlja pritisak od 1.033 kp cm 2 1 bar Tehnička atmosfera predstavlja pritisak 1.0 kp cm 2 1 atm Penjanjem na visinu smanjuje se veličina vazdušnog stuba, a time se smanjuje i njegova težina, odnosno pritisak vazduha. Zbog nehomogenosti vazdušne mase (vazduha) pritisak ne opada proporcionalno sa visinom. Sa izvesnom prihvatljivom greškom možemo reći da na svakiih 10 metara visine pritisak opadne za 1mm Hg. Tako na visini 5500 metara pritisak vazduha iznosi oko 0.5 kp cm 2. Specifična težina [ γ ] Može se reći da specifična težina vazduha zapravo predstavlja težinu 1 m 3 vazduha odreñene temperature (t o = +15 ºC) i pritiska i iznosi 1.225 kp m 3 Izračunava se po obrascu : p o 273 + 15 ºC γ = γ p h 273 + (±t h ) P h - specifična težina vazduha na odreñenoj visini P o - specifična težina vazduha na nivou mora (MSA) 1.225 kp m 3 Specifična težina vazduha više zavisi od promene vlage nego od promene temperature (u normalnim usloviima). Pored ostalog zavisi i od vlažnosti vazduha. Ukoliko vlažnost vazduha iznosi 100% (maximalna zasičenost vazduha vodenom parom) specifična težina vazduha manja je za oko 3% od težine suvog vazduha. Gustina vazduha [ ρ ] Gustina vazduha od naročitog je značaja za posmatranje kretanja tela kroz vazduh. Za homogenu vazdušnu sredinu (pri MSA uslovima) ona predstavlja masu od jednog kubnog metra vazduha i iznosi : ρ = 0.125 kp s 2 m -4 Teorija letenja Principi leta 5

T3 A T M O S F E R A Atmosfera je zemljin vazdušni omotač. Uobičajena je njena podela na četri sloja. Troposfera Troposfera je sloj vazduha koji obavija zemlju od površine do visine od 11.000 m (na srednjim geografskim širinama). Njena visina odnosno širina sloja varira od 8 km (na polovima) do 16 km (na Ekvatoru). Odlikuje se velikim promenama temperature, pritiska, gustine, vlažnosti i brzine vetra. Ove razlike vezane su za različita godišnja doba, geografsku širinu i atmosferske uslove. Najveći deo oblačnog sloja formira se upravo u troposferi. U ovom sloju postoje i jaka turbulentna strujanja vazduha. Od stratosfere je odvojena tropopauzom. Stratosfera To je sloj vazduha koji se prostire od troposfere do visine 110 km. U njemu praktično nema turbulentnog strujanja. Vetrovi su ustaljeni, ali mogu postizati vrlo velike brzine. Od narednog sloja (Jonosfere) odvojena je stratopauzom. Jonosfera U ovom sloju vazduha, pod dejstvom ultraljubičastog zračenja, čestice su raspršene u jone i slobodne elektrone. Prostire se do visine 500 km od površine Zemlje. Egzosfera Sastoji se iz ostataka gasa, čije su čestice meñusobno toliko udaljene da njihovo kretanje više ne zavisi od meñusobnih sudara. Karakterišu je vidljive i nevidljive električne pojave kao što su polarno svetlo i refleksija nekih radiotalasa od jonosfere na zemljinu površinu... Prostire se do visine oko 1000 km. Teorija letenja Principi leta 6

T4 MEðUNARODNA STANDARDNA ATMOSFERA - MSA Pritisak i temperatura vazduha menjaju se zavisno od doba dana i noći, godišnjeg doba, a prema tome i specifična gustina vazduha koja je naročito bitna za odreñivanje performansi aviona. Od gustine vazduha zavise i letne (aerodinamičke) osobine aviona. Potreba za definisanjem polaznih osnova kod stvaranja uslova za merenje i ispitivanje, proračunavanje i uporeñivanje dobijenih rezultata (praktičnih i teoretskih) nametnula je potrebu za uvoñenje standardnih uslova stanja atmosfere. Meñunarodnu standardnu atmosferu definišu sledeći parametri : Temperatura... t o = + 15 ºC Pritisak... p o = 760 mm Hg Specifična težina... γ o = 1.225 kp m Gustina vazduha... p o = 0.125 kp s m Visina... nivo mora (H =0m) Vreme... tiho bez vetra Ovi uslovi odgovaraju uslovima letnjeg prepodneva na srednjoj geografskoj šrini. T 5 VISINE LETA U VAZDUHOPLOVSTVU Visinomer aviona meri promenu statičkog pritiske. Njegova skala baždarena je prema promeni pritiska sa visinom u uslovima MSA. Takav visinomer tačno meri promenu pritiska sa promenom visine u toku leta, no u stvarnoj atmosferi nikada (ili vrlo retko) ne vladaju uslovi MSA. Ovako izmerena visina zove se visina po pritisku. To je danas još uvek najpraktičniji i najčešći način merenja visine u vazduhoplovstvu. Automatski ureñaji (ugrañeni u visinomer) uglavnom ispravljaju anomalije promene temperature i vlažnosti. Postoji i mogućnost odreñivanja visine prema temperaturi, no ona se reñe koristi, a takav način merenja visine naziva se visina po temperaturi. Teorija letenja Principi leta 7

Ako znamo pritisak i temperaturu (izmerene u toku leta) na nekoj visini možemo odrediti stvarnu gustinu vazduha, a na osnovu iste (iz tablice MSA) odrediti visinu koja se, izmerena na taj način, zove visina po gustini. Vrste visina u vazduhoplovstvu APSOLUTNA VISINA (QNH) Predstavlja najkraću - vertikalnu udaljenost od neke tačke u atmosferi do nivoa mora RELATIVNA VISINA (QFE) Predstavlja visinu u odnosu na neki referentni nivo, odnosno zemljište iznad koga avion leti INSTRUMENTALNA VISINA (H i ) Označava visinu izmerenu pomoću instrumenta u avionu neispravljenu za odreñene greške koje instrument proizvodi u radu STVARNA VISINA (H s ) Označava visinu iznad neke prepreke ili terena Teorija letenja Principi leta 8

T6 STRUJANJE VAZDUHA Bezvrtložno i vrtložno strujanje vazduha Svako telo pri kretanju kroz vazdušnu sredinu naleće i sudara se sa molekulama vazduha, koje se suprostavljaju njegovom kretanju pružajući mu pri tome izvestan otpor. U odealnom fluidu vazdušne strujnice opticale bi oko površine nekog tela prateći promene njegovog oblika. Zbog nepostojanja meñusobnog trenja čestica vazduha takvo - bezvrtložno strujanje je moguće samo u idealnom fluidu. U prirodnoj vazdušnoj sredini postoji meñusobno trenje čestica, koje izazivaju njihovo rotiranje oko svoje ose. To je posledica viskoziteta vazduha odnosno pojave adhezije. Ovako kretanje nazivamo vrtložnim strujanjem vazduha. Prilikom skretanja čestica od svog osnovnog smera strujanje dobija oblik vrtloga, u kome se svakog trenutka menja njen smer okretanja. Bezvrtložno strujanje Vrtložno strujanje Vrtložno strujanje, za razliku od bezvrtložnog, stvara impulsivne sile promenljivog smera, delovanja i nejednakog intenziteta na telo u vazdušnoj struji. Teorija letenja Principi leta 9

T 7 STATIČKI I DINAMIČKI PRITISAK Statički pritisak ( p ) To je pritisak vazduha u stanju mirovanja. Na morskoj površini (MSA) iznosi 1.033 kp/cm (1 bar). Sa visinom statički pritisak opada i to na svakih 10 m približno za 1 mm Hg. Dinamički pritisak ( q ) Dinamički pritisak u stavri predstavlja kinetičku energiju odreñene mase vazduha. 1 q = ----- ρ V 2 2 Na vazduh koji miruje deluje statički pritisak koji predstavlja potencijalnu energiju odreñene mase vazduha. U stanju kretanja vazduh ima svoju kinetičku energiju, koju može pretvoriti u rad (primer - vetar). Iz formule vidimo da dinamički pritisak zavisi upravo proporcionalno od gustine vazduha (ρ) i kvadrata brzine (V). Ukupni pritisak jednak je zbiru statičkog i dinamičkog pritiska p = p + q Ovaj princip iskorišćen je za merenje brzine leta kod aviona. Ureñaj nazvan Pito-cev prima ukupni i statički pritisak. U instrumentu se kasnije vrši njihovo oduzimanje, a vrednost dinamičkog pritiska direktno se očitava na skali instrumenta kao instrumentalna brzina leta. 1 δ V 2 q = ------ δ ρ V 2 q = ------------ 2 2 8 ρ V i = 4 ------- ρ = 0.125 kp s 2 m -4 δ Gustina vazduha opada sa visinom tako da za nepromenjenu brzinu (V i ) imamo u stvarnosti povećanje brzine (V s >V i ) gledano u odnosu na zemlju. Instrumentalnoj brzini V i =620km/h na visini 5000m tako odgovara stvarna brzina V s =800km/h.. Sa koeficijentom K množimo instrumentalnu brzinu i dobijamo stvarnu brzinu leta. ρ o K = ------- ρ h Za proračun na pamet potrebno je na svakih 1000m visine dodati 10% vrednosti brzine i dobićemo približno tačnu vrednost stvarne brzine leta. Teorija letenja Principi leta 10

T8 BERNULIJEV ZAKON Jednačina bernuli Iz jednačine kontinuiteta poznato nam je da se sa sužavanjem preseka povećava brzina proticanja fluida. Posmatrajmo cev sa različitim presecima zatvorenu i napunjenu fluidom (vodom). Na svakom od tri preseka ugrañene su po dve cevi od kojih jedna ima otvor vertikalan (Nº1), a druga (Nº2) paralelan sa nivoom vode. Prema zakonu o spojenim sudovima za vreme mirovanja nivo vode u svim presecima biće isti. Voda ima svoju potencijalnu energiju, u njoj postoji odreñeni statički pritisak. On je u svim cevima isti jednak. Ukoliko uspostavimo strujanje kroz cev imaćemo sledeći slučaj : P u = p + ρ U preseku S 1 voda se kreće brzinom V 1, u preseku S 2 brzinom V 2, a u preseku S 3 brzinom V 3, pri ćemu je V 3 < V 2 < V 1. Teorija letenja Principi leta 11

U prvom preseku (S 1 ) nivo vode je opao i imamo statički pritisak p1 koji je manji nego u stanju mirovanja vode. Jedan deo potencijalne energije pretvoren je u kinetičku. Tu energiju kretanja prima i cev Nº2, u kojoj je nivo vode porastao (ravan je zbiru p 1 i ρ 1 ). U preseku S 2 statički pritisak još je više opao, dok je dinamički porastao za onoliko za koliko je statički pritisak opao. Primećujemo da je ukupna količina energije uvek konstantna, te je prema tome i zbir statičkog i dinamičkog pritiska konstantan. Bernulijev zakon glasi : PRI USTALJENOM PROTICANJU FLUIDA KROZ CEV RAZLIČITOG PRESEKA ZBIR STATIČKOG I DINAMIČKOG PRITISKA JE UVEK KONSTANTAN. 1 q = ------- ρ V 2 2 P 1 + q 1 = P 2 + q 2 = P 3 + q 3 = const Iz ove jednačine vidimo da smanjenje preseka uvek prouzrokuje povećanje brzine proticanja fluida (vazduha), što za posledicu ima smanjenje statičkog pritiska a povećanje dinamičkog pritiska. Ovaj fenomen objašnjava nastanak sile uzgona na krilu aviona. Teorija letenja Principi leta 12

T9 MERENJE BRZINE LETA I PITO CEV Pito cev Prvobitni instrument za merenje brzine Venturi truba u potpunosti je prenosio ovu konstrukciju cevi suzavajućeg prečnika. Brzine aviona u to vreme nisu bile velike i nisu prelazile 200 km h, tako da je moguća promena pritiska od 68 mmhg stuba zadovoljavala potrebe merenja brzine u svim letnim uslovima. Danas to više nije slučaj, mada se ovakva konstrukcija pito cevi se još uvek sreće na nekim avionima. Šema pito-cevi na avionu Na donjoj slici prikazana je principijelna šema konstrukcije pito-cevi. Na njoj postoje dimenzionisani otvori za prijem statičkog (P r ) i ukupnog pritiska (P p ). Oduzimanje statičkog pritiska vrši se kasnije u samom instrumentu (brzinomeru) u kome vlada taj isti statički pritisak. Teorija letenja Principi leta 13

Način merenja instrumentalne brzine Kod aviona ULA i VLA kategorije statički pritisak se uzima sa otvora na boku kabine ili trupa. Često se statičli pritisak uzima i u samoj kabini (iza instrumentalne table) ili pak svaki instrument uzima neposredno statički pritisak iz svoje neposredne okoline. U tom slučaju ne postoji zajednička instalacija statičkog pritiska. Tipična šema pito instalacije na avionu generalne avijacije Teorija letenja Principi leta 14

T 10 STRUJANJE VAZDUHA OKO TELA RAZLIČITOG OBLIKA Posmatraćemo ravnu i kosu ploču u vazdušnoj struji. Ukoliko je smer strujanja vertikalan na ploču na izvesnom odstojanju od ploče (presek S 1 ) strujnice vazduha su paralelne, a vazdušna struja neporemećena. Približavanjem ploči na odstojanje manje od jedne širine tela strujna slika se drastično menja. Središne strujnice nailaze na ploču i zaustavljaju se, te je njihova brzina jednog momenta ravna nuli (V=0). To mesto se naziva tačka zaustave, a pritisak u njoj zaustavni pritisak. Neposredno iza ploče javlja se izraženo turbulentno kretanje (vrtložno kretanje) čestica. Periferne strujnice primorane su na opstrujavanje ploče sa jedne ili druge strane. Prolazeći kroz manji presek (S 2 ), usled svoje kinetičke energije ubrzavaju kretanje (V 2 >V 1 ). Pri tome one povlaće za sobom i deo molekula vazduha koji se kreće vrtložno, stvarajući pri tome iza ploče polje smanjenog pritiska. Njegov oblik zavisi od dimenzija (oblika) ploče i brzine strujanja, kao i karakteristika fluida (gustina, viskoznost). Kao rezultat razlika pritisaka ispred i iza ploče i trenja vazduha o površinu tela javlja se sila otpora (R) koja deluje suprotno od smera kretanja ploče koju, za nastavak kretanja, mora savladati nekom vućnom ili potisnom silom. Ukoliko iskosimo ploču pod izvesnim uglom ovu aerodinamičku silu R možemo razložiti na dve komponente, od kojih je jedna korisna, a druga štetna. Sila R x deluje paralelno sa pravcem kretanja strujnica, dok sila R z deluje normalno na strujanje. Njihov odnos i veličina menjaju se zavisno od ugla α, tako da pri uglu izloženosti ploče od α=90º dolazi do njihovog udruživanja u ukupnu silu silu otpora, dok uzgon praktično ne postoji. Rastavljanjem na dva osnovna pravca silu R delimo na: Silu uzgona R z Silu otpora R x Dokazano je da ukupna aerodinamička sila R nastaje zbog: Razlike pritisaka ispred i iza tela Razlike pritisaka ispred i iza tela Trenja vazduha o površinu tela Meñusobnog trenja čestica vazduha Teorija letenja Principi leta 15

Ispitivanja sa merenjima u aerodinamičkom tunelu pokazala su odreñenu zavisnost sile R i oblika tela. Dokazano je da sila R zavisi od: Osobina vazdušne sredine (gustina vazduha) Oblika i položaja tela Stanja njegove površine (uglačanost površinskog sloja) Najvećeg čeonog preseka S vertikalnog na pravac strujnica Kvadrata brzine kretanja Ρ V 2 R = C S --------------- 2 Aerodinamičko telo u vazdušnoj struji Spajanjem polulopte i konusa istih prečnika dobijamo telo koje daleko bolje podnosi strujanje vazduha. Za njegovo kretanje kroz vazduh potrebno je uložiti mnogo manji rad (manja sila), što ga čini interesantnim sa aspekta aerodinamike. Ovakvo telo nazivamo kapljasto ili aerodinamičko telo. Takav oblik imaju i kapi vode pri slobodnom padu kroz atmosferu. Osnovne karakteristike strujanja su: Strujanje oko njega je ravnomernije i manje vrtložno U prednjem delu strujnice se manje zadržavaju i lakše protiću, a u drugom laganije šire postepeno smanjujući brzinu na početnu Manji je vrtložni deo iza tela Manja je razlika pritisaka ispred i iza tela Pri tome sila otpora manja je čak 15 do 25 puta nego u slučaju ravne ploče istog maximalnog preseka. Veći deo otpora R x rezultat je trenja vazduha o njegove površine, a manji zbog razlike pritisaka vazduha. Pogodan odnos dužine i širine tela iznosi 3 do 5 [D=(3-5)Š]. Otpor nekog tela u vazdušnoj struji, pri odreñenoj brzini kretanja pre svega zavisi od oblika tela. Taj se otpor naziva otpor oblika. Teorija letenja Principi leta 16

T11 AEROPROFIL U VAZDUŠNOJ STRUJI Ukoliko aeroprofil postavimo u aerodinamički tunel i izložimo strujanju vazduha možemo uočiti specifičan karakter opstrujavanja oko njega. Govorimo o strujnom spektru aeroprofila. To strujanje se značajno razlikuje od strujanja oko tela, čije površine i oblik nisu prilagoñeni kretanju kroz vazdušni prostor. Za početak možemo konstatovati da aeroprofil ima aerodinamički oblik i da bolje podnosi izloženost vazdušnoj struji. Videćemo kasnije, da sile koje pri tome nastaju (korisna i štetna sila - uzgon i otpor) imaju logičke promene, odnosno vrednosti koje prate odreñen zakon promene, to jeste iskljućivo zavise od ugla ispostavljenosti strujanju i brzine strujanja vazduha. Posmatraćemo karakterističan nesimetričan profil prilagoñen manjim brzinama strujanja, koji se primenjuje na sporijim avionima. Strujnice koje prolaze sa donje stran profila prelaze kraći put za razliku od strujnica koje opstrujavaju gornjaku. Prema jednačini kontinuiteta prolaze ga za isto vreme, te će brzina vazdušnih strujnica na donjaci (V 1 ) biti manja od brzine na gornjaci (V 2 ). Najveća brzina strujanja postiže se na najvećem preseku aeroprofila, gde je i statički pritisak najmanji (p 2 ). U isto vreme pritisak ispod donjake (p 1 ) veći je od pritiska na gornjaci (p 2 ). Pomoću specijanih ureñaja moguće je merenje ovog statičkog pritiska duž cele površine aeroprofila. Raspred pritisaka i promene u zavisnosti od napadnog ugla izloženosti vazdušnoj struji, kao i štetne sile koje pri tome nastaju date su tabelarno u stručnoj literaturi sa kojom raspolažu konstruktori aviona i govore o primenljivosti odreñenog profila za konkretan avion. Pogledajmo karakterističnu sliku rasporeda pritiska duž izabranog aeroprofila. On je uvek vertikalan na površinu aeroprofila. Podpritisak je najmanji na drugoj polovini aeroprofila, a najveći na mestima gde su vazdušne strujnice meñusobno najviše zbijene. Tu je lokalna brzina strujnica najveća. Raspored pritisaka nekog aeroprofila zavisi od njegovog napadnog ugla. Na malim vrednostima ugla α ( 0 ) pritisci na gornjaci su dosta ravnomerno rasporeñeni dok na donjaci samo blizu napadne ivice. Teorija letenja Principi leta 17

Sa povećanjem napadnih uglova do kritičnih uočavamo znaćajne promene u karakteru rasporeda pritisaka. Vrednosti razlika pritisaka su male, no pri odreñenoj površini krila ona je dovoljna za sve predviñene režime i letne uslove aviona. Obično u horizontalnom letu sporog aviona razlika pritisaka na gornjaci i donjaci iznosi svega 0.006 do 0.008 atm (D p )! Interpolacijom površina dobijenih eksperimentalno za svaki napadni ugao, dobijamo veličine sila jednake vrednosti, tj. silu uzgona R, kao i njeno mesto delovanja u odnosu na tetivu aeroprofila (SAT). Dakle - smer, veličina i položaj sile uzgona R z zavisi od napadnog ugla aeroprofila ili krila. Možemo zaključiti : Sila uzgona R prema tome, nastaje usled razlike pritisaka na donjaci i gornjaci kao reakcija vazdušne mase koju krilo pri svom kretanju stalno odbacuje na dole! Njezin smer delovanja uvek je vertikalna na pravac vazdušne struje! Napadni ugao nultog uzgona (αn) Predstavlja onu vrednost napadnog ugla konkretnog aeroprofila pri kojoj ne postoji razlika u pritiscima (D p =0). Tada je i koeficijent uzgona C z =0. Za nesimetrične aeroprofile njegova vrednost se obično kreće izmeñu α=-(1-5 ). Kritični napadni ugao (αkr) Povećanjem napadnog ugla uzgon raste sve do neke vrednosti kada postiže svoj maximum. Nakon toga, bez obzira na daljne povećanje napadnog ugla vrednost uzgona se smanjuje pri čemu karakter njegovog opadanja može biti različit. Teorija letenja Principi leta 18

Ugao na kojem je C z =C z max predstavlja kritični napadni ugao. Ukoliko nastavimo sa povećanjem napadnog ugla preko kritičnog na gornjaci dolazi do otcepljenja vazdušne struje i velikog vrtloženja koje se pomera prema napadnoj ivici aeroprofila. Pojavljuju se impulsivne sile, brzina strujanja na gornjaci se smanjuje time i uzgon (C z ). Ovo karakteristicno ponašanje nazivamo slom sile uzgona. Vrednost kritičnog napadnog ugla različita je za svaki aeroprofil krila, no kod nesimetričnih aeroprofila koje koriste spori avioni ona se kreče izmedu vrednosti 15 i 20. Karakteristike strujanja vazduha na raznim napadnim uglovima aeroprofila U praksi - svo letenje aviona odvija se na napadnim uglovima od α n do α k r! Grafička zavisnost uzgona od napadnog ugla C z =f(α) Teorija letenja Principi leta 19

T13 SILA OTPORA Sila otpora R x druga je komponenta aerodinamičke sile R. Ona uvek deluje u smeru vazdušne struje. U letu je potrebno ovu silu savladati pomoću vućne sile elise ili pretvaranjem potencijalne energije u kinetičku (u snižavanju sa veće na manju visinu). Otpor krila Otpor krila (R x ) nastaje usled : razlike pritisaka ispred i iza krila trenja vazduha o površinu krila indukovanog otpora krila Trenje vazdušnih čestica o površinu krila (u graničnom sloju) u krajnjem dovodi do njihovog vrtloženja u blizini izlazne ivice, što dovodi do stvaranja polja podpritiska u tom predelu krila. Ova razlika u pritiscima stvara jedan deo sile otpora krila (R x ). Ova komponenta ukupnog otpora zove se Otpor oblika ili otpor pritiska. Što je veći napadni ugao krila - veća je vrednost ovog otpora i obrnuto. Zbog nesavršenosti površinskog sloja krila javlja se trenje pri kretanju kroz vazdušnu masu. Ova komponenta otpora vezana je za postojanje graničnog sloja i viskoziteta vazduha, a naziva se Otpor trenja. Otpor oblika i otpor trenja zajedno nazivamo Otporom aeroprofila. Treća komponenta otpora krila posledica je konačnih dimenzija krila i težnje za izednačavanjem pritiska ispod i iznad krila. Vazdušna masa ispod krila kreće u pravcu polja sniženog pritiska. Zbog progresivne brzine aviona to nije moguće preko napadne i izlazne ivice, te se ono delimično vrši preko krajeva krila (završetaka krila). Pošto je indukovana od sile uzgona ovu silu nazivamo Indukovani otpor - R xi. Indukovani otpor predstavlja najveći deo otpora krila pri letu na velikim napadnim uglovima. Njegova vrednost zavisi od vitkosti krila, napadnog ugla α i oblika krila. U težnji za njegovim smanjenjem vrši se oblikovanje krajeva krila ili posebna dorada završetaka krila (Winglets). Izračunavanje sile otpora krila ρ V 2 R x = C x S --------------- 2 Koeficijent otpora (C x ) poznat je za sve vrste aeroprofila, a dobija se merenjem u aerodinamičkom tunelu. Njegova vrednost se dobija iz tablica. Teorija letenja Principi leta 20

T14 AEROPROFIL KRILA Aeroprofil krila predstavlja vertikalni presek krila (u smeru strujanja vazduha). Ima specifičan izgled - odnosno aerodinamički oblik, koji je u direktnoj zavisnosti od područja brzina za koje je krilo namenjeno. Oblikovan je u smislu promene preseka po dubini radi primene Zakona kontinuiteta i Bernulijevog zakona, a u cilju stvaranja potrebnih aerodinamičkih sila pri njegovom kretanju kroz vazdušnu struju. Profili krila mogu biti simetrični i nesimetrični. Simetrični ap su oni koje geometrijska tetiva deli na dva potpuno simetrična dela. Oni daju najmanji štetni otpor, ali i relativno malu korisnu silu. Na avionima malih brzina (ispod 400 km/h) primenjuju se samo za komandne (repne) površine. Nesimetrični ap su svi ostali aeroprofili. U aerodinamičkom smislu daleko su pogodniji za avione malih brzina. Prema izgledu razlikujemo: ravne (a), ispupčene (b) i izdubljene (c) aeroprofile. S obzirom na mesto maximalne relativne debljine u odnosu na tetivu aeroprofila razlikujemo laminarne i turbulentne aeroprofile. Laminarni ap su oni kod kojih je maximalna debljina povučena nazad čak i do 40-50% aerodinamičke tetive (SAT). Primenjuju se kod aviona velikih brzina. Turbulentni ap imaju maximalnu debljinu na 20-30% SAT i primenjuju se na avionima malih brzina. Oni stvaraju pogodniji spektar sila odnosno razlika pritisaka s obzirom na promenu napadnih uglova i brzine leta. Teorija letenja Principi leta 21

Geometrijske karakteristike aeroprofila Ultralight pilot school MAG-plastic Geometrijske osobine aeroprofila omogučavaju njihovo razlikovanje, uporeñivanje, odreñivanje i izbor, kao i samo proučavanje karakteristika. 1. Tetiva srednje linije ap ( l ) To je du` koja spaja krajnje tačke srednje linije aeroprofila. Izražava se u procentima od 0 do 100% (položaj duž tetive). To je osnovna linija za odreñivanje napadnog ugla profila odnosno krila. 2. Srednja linija ap Predstavlja liniju koja se dobija povezivanjem polovina linija t-t koje seku gornju i donju konturu aeroprofila pod istim uglom. 3. Skeletne linija ap Dobija se spajanjem centara upisanih krugova 4. Maximalna relativna debljina (d/l max ) Predstavlja odnos največe debljine aeroprofila i njegove tetive izraženo u procentima. Tako razlikujemo: - tanke ap d/lmax = 0-8 % - srednje ap d/lmax = 8-12 % - debele ap d/lmax > 12 % 5. Maximalna relativna krivina ap (c/l max) Predstavlja odnos največeg odstojanja srednje linije ap od tetive srednje linije. Največi deo aerodinamičkih karakteristika krila zavisi upravo od krivine ap. U odnosu na njenu veličinu razlikujemo : - ap male krivine c/lmax = 0-2 % - ap srednje krivine c/lmax = 2-4 % - ap velike krivine c/lmax > 4 % 6. Radius napadne i izlazne ivice Različiti radiusi izlazne, a pogotovu napadne ivice daju različitu pogodnost aeroprofila za odreñeni raspon brzina aviona. Teorija letenja Principi leta 22

T15 KRILO AVIONA Za stvaranje potrebnog uzgona (sile čiji je smer suprotan smeru dejstva zemljine teže), a radi stvaranja mogućnosti za održavanje željenih režima leta ili vršenje odreñenih manevara, na avionu moraju biti pravilno oblikovani i dimenzionisani krilo, trup i horizontalne repne površine. Pravilnim koncepcijskim izborom i oblikovanjem svih delova aviona omogućava se da se pri odreñenim brzinama (napadnim uglovima) stvaraju optimalni uslovi za nastanak korisne sile - sile uzgona aviona (R z ) kojom pilot upravlja prema sopstvenoj želji i tekućoj potrebi. Osnovnu uzgonsku površinu aviona predstavlja krilo aviona. Krilo aviona Želja za što racionalnijim letom (ekonomija leta, potrošnja goriva, nosivost korisnog tereta i sl.), što boljim manevarskim osobinama aviona i većim brzinama krstarenja nameću potrebu za usavršavanjem krila (aviona kao celine) u aerodinamičkom smislu. Cilj jeste stvaranje takvog krila koje će dati najbolji mogući odnos izmeñu sile otpora (R x ) i sile uzgona (R z ) u svim predvi enim letnim uslovima i brzinama od minimalne (na poletanju i sletanju) do maximalne raspoložive. Pored ovih osnovnih zahteva mora biti moguća i njegova jednostavna, laka i ekonomična izrada. Oblici krila u planu U toku razvoja vazduhoplovstva stalno su menjali svoj izgled, oblik i dimenzije. To je posledica razvoja znanja iz oblasti aerodinamike, ali i napretka tehnologije i pojave novijih (otpornijih) materijala. Osnovni oblici krila su : pravo krilo trapezasto krilo elipsasto krilo strelasto krilo (prednja/zadnja strela) delta krilo Pravo krilo predstavlja osnovni oblik krila. Jednostavno je za izradu, no pogodno je samo za male brzine leta. Elipsasto krilo daleko je pogodnije,ali je vrlo komplikovano za izradu. Njegova najčešća primena bila je na avionima iz perioda drugog svetskog rata, no neretko se koristi i danas. Trapezasto krilo prihvatljivo je kompromisno rešenje i najčešće se primenjuje. Strelasto i delta krilo koriste uglavnom avioni velikih i vrlo velikih brzina. U novije vreme sve ćešće srećemo takozvano hibridno krilo, dobijeno kombinovanjem nekoliko oblika krila uz brižljivo ispitivanje u aerodinamičkom tunelu i u letu. Uočena je i pojava deljenja aerodinamičkih površina na 2 do 3 celine. U koncepciji "2 krila" prednja celina po pravilu odnosi 30-40% ukupne površine krila. Ove koncepcije u kreiranju nosečih površina su kod aviona LA kategorije i kod komercijalnih aviona u zamahu. Teorija letenja Principi leta 23