Scurt istoric al avionului [309475]

CUPRINS

INTRODUCERE

Elaborarea proiectului unui aparat de zbor cuprinde o [anonimizat], experimentări, încercări în laborator și în zbor care vizează întocmirea documentației de fabricație pentru varianta ce satisface în cele mai bune condiții cerințele impuse. [anonimizat], precum și dimensionarea generală aparatului reprezintă o [anonimizat]. [anonimizat], [anonimizat], poziționarea relativă a acestora, [anonimizat], dimensiunile principale ale trenului de aterizare etc., cu luarea în considerare a unor restricții impuse prin temă (realizarea unei greutăți date la decolare a aparatului, a [anonimizat], [anonimizat]-un nivel dat de calități de zbor s.a.). [anonimizat], în baza concluziilor generale rezultate din studii teoretice și experimentale și din analiza statistică a aparatelor existente.

[anonimizat], [anonimizat], dimensionarea structurii de rezistență se fac în strînsă legătură cu performanțele și posibilitățile oferite de sistemele automate de stabilizare și comandă. [anonimizat] a făcut posibilă elaborarea unor algoritmi de calcul prin care să se urmărească obținerea unei valori extreme pentru un parametru caracteristic categoriei respective de aparate de zbor; se formulează în acest fel diverse probleme de proiectare optimală a configurației aparatului de zbor.

În fiecare dintre aceste modalități de abordare a problemei proiectării de mare utilitate este cunoașterea criteriilor de elaborare a [anonimizat] a influențelor principale pe care le au caracteristicile geometrice de baza asupra performanțelor și calităților de zbor ale aparatului proiectat.

Lucrarea de față prezintă o serie de considerații privind definirea configurației generale a [anonimizat] – precum și unele metode pentru evaluarea principalelor caracteristici aerodinamice necesare aprecierii soluției adoptate din punctul de vedere al performanțelor și calităților de zbor. Aeronautica reprezintă domeniul în care geniul creator al poporului român s-a afirmat cu vigoare în toate etapele dezvoltării sale. Ne mândrim cu faptul că creația tehnică a poporului nostru a [anonimizat] s-a aflat în primele rânduri ale uneia dintre cele mai cutezătoare acțiuni.

Importanța cunoașterii aerodinamicii practice de către personalul navigant poate fi cu greu supraapreciată. [anonimizat], lucru care îi cere înțelegerea clară a [anonimizat] știe de asemenea și să folosească cu maximă eficiență posibilitățile tactico-tehnice ale avionului, fără a afecta securitatea zborului.

Capitolul 1 tratează probleme legate de soluții constructive pentru aripă și fuselaj, stadiul actual în care se află aceste componente, dar și câteva elemente de aerodinamică necesare studiului configurației unui avion. Aceste elemente prezentate sunt folositoare și pentru a înțelege principiile zborului avionului și a tuturor proceselor care se întâmplă în timpul zborului.

Cel de-al doilea capitol prezintă câteva avioane militare, de lupta, de scoala si de transport, care se diferențiază între ele prin configurațiile aerodinamice aripă-fuselaj. Sunt prezente avioane cu configurații “aripă-jos”, “aripa-mediana” și “aripă-sus” încă utilizate în aviația militară.

În capitolul 3 este studiată problema interferenței configurației aripă-fuselaj . Astfel, se tratează elemente de bază ale aerodinamicii aeronavelor, necesare determinării performanțelor de zbor în funcție de portantă, rezistentă la înaintare și a momentului aerodinamic al interacțiunii aripă-fuselaj.

În ultimul capitol, ca studiu de caz, am ales să modelez și să simulez curgerea aerului în jurul interferenței configurației aripă-fuselaj, în programul software Ansys Fluent, prezentand rezultatele acestei simulări.

Aerodinamica este o ramură relativ nouă a mecanicii generale, desprinzându-se din ramura mai largă a acesteia, din mecanica fluidelor. O asemenea desprindere a avut loc la începutul secolului XX, o dată cu dezvoltarea rapidă a experiențelor de zbor mecanic, impulsionate de intensificarea luptei pentru “cucerirea aerului”. Studiile asupra aeronavelor utilizate în aviația modernă sunt continuate în zilele noastre tratând ecuațiile particulare de mișcare ale aeronavelor, bazându-se pe studii în tunelul aerodinamic.

Scurt istoric al avionului

Primele aparete de zbor create de om au fost baloanele umplute cu aer cald. Acestea se bazează pe legea lui Arhimede. Se cunoaște că în anul 1783 frații Montgolfier au ridicat în aer un asemenea aparat, fără om la bord, deschizând epoca aerostaticii.

În România, documentele vremii consemnează realizarea primului zbor cu balon cu aer cald, la București, la 9 iunie 1818, în timpul domniei lui Gheorghe Caragea, din inițiativa căruia s-a efectuat lansarea.

La Manzell, la 2 iulie 1900 contele von Zeppelin a realizat primul zbor cu un dirijabil care prezenta o mare stabilitate longitudinală la toate comenzile.

Baloanele ca și dirijabilele au fost numite aparate mai ușoare decât aerul deoarece forța de sustentație este o forță arhimedica.

Primul zbor cu un planor a fost realizat în Franța, la Trefeuntec, în anul 1857, de către căpitanul de marină J.M. le Bris. Acest aparat de zbor a fost și brevetat, fiind de altfel primul brevet de invenție din istoria aviației.

Otto Lilienthal a perfecționat planorul în vederea instalării unui motor, însă în timpul celui de-al 2000-lea zbor al său, efectuat la Rinow, la 9 august 1896, s-a accidentat grav, decedând appoi la 10 august 1896.

În ceea ce privește contrucția aeroplanelor cu motor, istoria aeronauticii îl consemnează ca prim teoretician și practician pe Sir George Cayley (decedat în anul 1857). Acestuia i se atribuie elementele geometrice principale ale aeroplanului, inclusiv adoptarea elicei care trebuie acționată de o instalație de forță. Ideea trenului de aterizare pe roți îi aparține lui W.S. Henson, în anul 1842.

Experimentatorul rus A. Mojaiski, în anul 1884, a lansat un aeroplan dotat cu motor cu abur, folosind un plan înclinat.

Elicea fusese imaginată de Blauchard în 1784 și studiată de Meusnier în anul 1785.

În februarie 1903, românul Traian Vuia a înaintat Academiei Franceze “Project d’aeroplane automobile” prin care demonstra posibilitatea zborului cu acest tip de aeroplan. “Comisia specială de aeronautică”, sub semnătură celebrului matematicean Henry Poincare, a respins proiectul lui Traian Vuia, însă acesta reușește brevetarea ca invenție.

La sfârșitul aceluiași an, la 17 decembrie 1903, frații Orville și Wilbur Wright au reușit un zbor de 285 m, inaugurând astfel epoca aparatelor mai grele decât aerul.

Traian Vuia reușește la 18 martie 1906, pe câmpia de la Montesson, un zbor folosind pentru prima dată trenul de aterizare care a inaugurat astfel epoca aeronavelor cu mijloace autonome de decolare și aterizare.

Istoria aeronauticii consemnează zboruri celebre: traversarea Canalului Mânecii de către Bleriot (1909), traversarea Alpilor de către Chanez la înălțimea de 2300 m (1910) și traversarea Oceanului Atlantic de către Lindberg (1927).

În această perioada sunt prezenți prin realizările lor Aurel Vlaicu și Henri Coandă.

Aurel Vlaicu a introdus câteva soluții tehnice care au rămas în construcția aeronavelor echipate cu motor cu piston și elice:

inelul-carenaj din partea frontal a motorului denumit chiar inelul lui Vlaicu, având un rol deosebit în răcirea motorului;

plasarea coaxială a două elice tractive, ceea ce anulează cuplul de reacțiune.

Aceste îmbunătățiri, că și altele, au făcut ca un avion pilotat chiar de constructor să câștige la Aspern (lângă Viena), în 1912, mai multe probe.

Henri Coandă a realizat în anul 1910 primul avion echipat cu motor aeroreactor, deschizând astfel epoca zborurilor aeronavelor cu tracțiune prin reactive și calea spre zborul cu viteze mari.

Tracțiunea motorului lui Coandă era de 485 livre (220 kgf) în timp ce primul motor turboreactor conceput de Sir Frank Whittle, în Anglia (1941), avea o tracțiune de 600 livre. Acest fapt ilustrează genialitatea celui mai mare inventator român Henri Coandă, care este recunoscut pe plan mondial ca părintele aviației reactive.

În cel de-al cincilea deceniu, ritmul dezvoltării tehnologice al constructiilor aeronautice a crescut datorită celui de-al doilea război mondial. Tot în această perioadă, tehnica rachetelor a căpătat o dezvoltare deosebită.

Pe baza principiilor stabilite de sibianul Hermann Oberth, în Germania s-au construit rachete balistice V-2, care transportau până la țintă o cantitate mare de exploziv. Succesul acestor rachete le-a făcut ca după război să fie dezvoltate de către S.U.A., în cadrul unor programe special ce au culminat cu trimiterea primului echipaj uman pe Lună, în iulie 1969.

În timpul ultimului război mondial aviația românească a înregistrat succese remarcabile prin construcția avioanelor IAR 80 și IAR 81, cu performanțe corespunzătoare nivelului mondial al epocii. Spre sfarsitul razboiului, avionul American cu aripa în săgeată, echipat cu motor turboreactor, Sabre F-86 North American, a atins viteza de 960 km/h. După război, în urmă convențiilor de pace, României i s-a interzis să construiască avioane performante timp de 20 de ani. În această perioada, motoarele turboreactoare au permis atingerea unor performanțe deosebite.

Primul avion care a depășit viteza sunetului a fost Bell XS-1, care la 19 ianuarie 1946 a atins 1,06 Mach. Până la mijlocul deceniului al VI-lea, motoarele turboreactoare și structurile de rezistență ale avioanelor au fost total reconfigurate, fapt care a permis realizarea zborurilor cu viteze de peste două ori decât cea a sunetului. Introducerea aripii triunghiulare, utilizarea structurilor de rezistență ortotrope, a sistemelor eficiente de climatizare a cabinelor etanșe, a compresoarelor axiale cu mai multe trepte de comprimare, a făcut ca la sfârșitul anului 1956 să existe deja două avioane cu viteze bisonice: MIG-21 (1955) în U.R.S.S. și F-106 Delta Dart (1956) în S.U.A.

Declanșarea cursei înarmărilor între S.U.A. și U.R.S.S. a condus în mod inevitabil și la declanșarea cursei tehnologiilor în construcția aeronavelor și a rachetelor, în care, ambele state și aliatele au introdus noutăți de ultimă oră din știință și tehnică.

Între cele două blocuri militare, în domeniile construcției aeronavelor și a rachetelor, cursa pentru supremație s-a produs pe mai multe planuri: militar, civil, cucerirea spațiului cosmic etc.

De fiecare dată, o realizare de performanță a uneia dintre marile puteri militare era urmată de o replică cel puțin egală ca nivel tehnico-științific din partea adversă.

Din țara noastră, în ceea ce privește realizările în domeniul construcțiilor aeronautice,o statistică neexhaustivă indică realizarea unui număr de 65 de aparate de zbor, în perioada 1905- 1944 și a numai 13 aeronave în perioada 1948-1968.

Trebuie precizat faptul că aeronavele realizate în a două perioadă au fost aeronave utilitare, ușoare, dotate cu motor cu piston și elice. Din 1968, după expirarea perioadei de interdicție impusă de convențiile de pace, au fost elaborate programe concrete privind dezvoltarea cercetării și a producției de aeronave militare și civile în țară noastră.

Astfel, pentru pregătirea specialiștilor în domeniul aviației, au fost înființate Facultatea de Aeronave, în cadrul Institutului Politehnic din București, și licee cu clase de profil aeronautic în fiecare centru industrial în care se fabricau ori se reparau aeronave.

Centrele aeronautice implicate în programele de revitalizare a industriei aeronautice românești au fost:

Bacău – pentru reparația aeronavelor militare de construcție sovietică (MIG-21) și pentru construcția unor aeronave ușoare (IAK-52);

Brașov – pentru construcția aeronavelor ușoare, a planoarelor și a elicopterelor (IAR-842, IS-28, elicopterele IAR 316 B, IAR 330);

București – pentru construcția aeronavelor de transport ușor și mediu, reparația aeronavelor de transport (BN-2 Islander, BAC-1-11), fabricarea motoarelor, a aparaturii de bord etc.;

Craiova – pentu fabricarea aeronavelor militare (IAR 93, IAR 99).

Pentru dezvoltarea cercetării și proiectării aeronavelor a fost creat Institutul de Mecanica Fluidelor și Construcții Aerospațiale (IMFCA), dotat cu instalații și calculatoare moderne, inclusiv cu tunel aerodinamic supersonic. De asemenea, a fost creat Institutul Național de Motoare Termice (INMT).

La Craiova a fost înființat Centru de Încercări de Zbor (CIZ), dotat cu aparatură necesară culegerii și prelucrării datelor privind comportarea în zbor a aeronavelor produse de întreprinderea constructoare.

Efortul imens pentru micșorarea decalajului dintre țară noastră și țările cu industrie aeronautică dezvoltată s-a concretizat prin zborul în august 1974 al primului avion cu reacție realizat împreună cu Iugoslavia, în cadrul programului de cooperare YUROM, IAR 93 (în România) și ORAO (în Iugoslavia).

Acest avion este un avion militar de vânătoare-bombardament și atac la sol, bimotor, conceput și dotat cu echipament corespunzător pentru interceptarea țintelor aeriene subsonice, la altitudini mici, recunoaștere și fotografiere aeriană.

Separat de programul YUROM, în perioada anilor ’80 s-a dezvoltat programul IAR 99, care s-a concretizat prin realizarea primului avion cu reacție, de școală și antrenament, de concepție în totalitate românească.

În ceea ce privește activitatea cercetărilor spațiale, România a participat cu succes la programul “Intercosmos” prin misiunea mixtă româno-sovietică realizată de echipajul Leonid Popov, comandant și Dumitru Prunariu, inginer de bord. Lansarea rachetei purtătoare Soiuz 40 s-a făcut de la cosmodromul Baikonur la dată de 14.05.1981. După cuplarea rachetei cu atelajul Saliut 6/ Douiz T-4 avându-I la bord pe cosmonauții Kovalionok și Savinah, cosmonautul român a participat atât la program comun cât și la experimentele pregătite de Comisia Română pentru Activități Speciale: Anchetă, Astro, Capilar, Balisto, Biodoza, Guler, Homeostazia, Imunitatea, Informația, Miocard, Nanobalanta, Neptun, Pneumatic și Reo. Întoarcerea pe Pământ, la baza Baikonur, s-a realizat pe dată de 22.05.1981, înscriind astfel o pagină de excepție în istoria cercetărilor științifice și a zborului românesc.

În ceea ce privește aviația de transport pasageri, s-a dezvoltat în continuare soluția aerobuz, care au devenit din ce în ce mai economice, atât în privința costului pe pasager-kilometru, cât și datorită reduceri timpului de blocare a pistelor aeroporturilor, reducând astfel numărul de aterizări pentru același număr de pasageri. Aici menționăm avionul Douglas DC-8, un avion de lung curier cu raza de acțiune de peste 14.000 km, care poate transporta 260 pasageri și cel mai mare model, avionul Boeing 747, de asemenea un lung curier care poate transporta până la 500 de pasageri.

Următorul deceniu a venit cu o scumpire bruscă a produselor petroliere, criza energetică ducând astfel la o reconsiderare a unor principii folosite în aviație, unul dintre ele fiind faptul că criteriile tehnice sunt mai importante decât cele de economicitate, avionul fiind considerat o mașină scumpă. Aceasta a dus la o reconsiderare a randamentului motoarelor utilizate în aeronautică, în sensul îmbunătățirii acestuia.

Mai apoi tehnologia a avansat, toate cunoștințele aerospațiale fiind transferate în domeniul aeronauticii fiind inventate calculatoarele de manevră, fapt care permitea manevrarea avioanelor, fără riscuri și la înălțimi foarte mici. Acest echipament de bord a fost numit C.C.V (Controled Configured Vehicle) folosit în domeniul stabilizării active în cazul avioanelor de transport cu geometrie variabilă.

Aducând în discuție evoluția structurilor de rezistență și a principiilor de calcul, se știe că în perioada de început, cea eroică, erau folosite atât ca materiale cât și ca genuri constructive, cele mai neașteptate soluții. Una dintre idei, repetată în oarecare măsură a fost asemănarea aripilor cu cele ale liliacului. Mai apoi, în faza inginerească, soluția constructivă era aceea de “grindă cu zăbrele”, cunoscut fiind faptul că acel gen de structură va asigura o masă minimă a aparatului de zbor. Cea mai mare problemă a vremii, care se pune și în zilele noastre, se datorează faptului că forțele care necesită a fi preluate de către structura de rezistență sunt în principiu forțe aerodinamice cu valori locale relativ mici. Până și cele mai încărcate suprafețe portante, la viteze mari nu au valori care să depășească 1daN/cm2 pe când materialele disponibile inginerului proiectant depășesc de mii de ori această valoare. Ar fi ilogic să se folosească materiale de înaltă rezistență în structuri monobloc. Soluția dezvoltată de natură este cea de pană fiind o structură care folosește materiale din ce în ce mai fine până în zona în care se produc forțele aerodinamice.

În primele decenii cele mai utilizate materiale de construcție au fost lemnul și pânza impregnată și vopsită. Mai apoi, pânza a fost înlocuită cu placajul pentru a fi evitate deteriorările care pot apărea. Primele materiale metalice folosite au fost aliajele de aluminiu și magneziu. Până la descoperirea noilor metode de extracție, folosirea aluminiului era considerată foarte absurdă deoarece acesta era un metal foarte scump la vremea respectivă. Aliajele de magneziu au fost eliminate din construcția avioanelor datorită inflamabilității lor.

Soluțiile constructive devenite clasice sunt așa-numitele construcții ortotrope, construcții care sunt prevăzute cu rigidizări pe două direcții ortogonale. Acest gen constructiv a fost pus în practică în tipul de structură cocă sau monococă, care prezintă pe ambele fețe înveliș neted și de asemenea, iar cel de-al doilea exemplu este structura semimonococă, la care învelișul este simplu și se regăsește numai la exterior, asigurând acestuia o față netedă corespunzătoare cerințelor aerodinamice. Acest tip de structură lasă interiorul structurii liber pentru a fi folosit, spre deosebire de structura cu zăbrele care este nepractică în ceea ce privește spațiul interior util.

Avansând tehnologia și anume ajungând la problema cuceririi spațiului cosmic, dificultatea era întâmpinată de navele cosmice, la reintrarea în atmosferă, din necesitatea de protecție împotriva căldurii. Toată energia necesară punerii unei nave pe orbită sau pe un traseu cosmic dorit trebuie eliminată prin frânarea navei, pentru a se asigura o coborâre lină. Acest lucru se realizează sub formă de căldură, prin eliminarea unui strat protector și înlăturarea acestuia o dată cu căldura respectivă. În cazul aviației supersonice se punea problema încălzirii structurii de rezistență. Dar soluția a fost găsită destul de rapid, fiind utilizate aliaje speciale care rezistă la temperaturi ridicate. Principiul se bazează pe proprietatea firelor subțiri de a avea rezistențe deosebite de ridicate, până la valoarea rezistenței de rețea cristalină, respectiv de sute de ori mai mare decât valorile medii constatate experimental.

Când vine vorba de principiile de calcul, se observă mai întâi că avionul trebuie să reziste la o serie de sarcini ale căror valori și caracteristici se vor prezenta în continuare. Partea interesantă este că aceste solicitări sunt limitate la niveluri arbitrare, ale căror rațiuni și valori sunt bine stabilite. Din cauza faptului că avionul este un corp liber în spațiu, dacă el este solicitat la anumite forțe mai mari decât greutatea lui, acesta intră într-o mișcare accelerată care poate avea efect asupra ocupanților. Până în prezent, cele mai multe avioane sunt utilizate pentru transportul pasagerilor, deci este necesar să nu se depășească solicitări care ar putea pune în pericol viața acestora. Astfel este foarte logic ca diferitele solicitări care este posibil să apară, să fie limitate, din punct de vedere al proiectării la limita de rezistență a corpului uman. De aici a apărut necesitatea creării unor avioane fără om la bord, avioane denumite bombe zburătoare, care se vor calcula la sarcini care nu vor trebui să se supună restricțiilor menționate.

Va fi menționat termenul de “sarcină ultimă”. Aceasta este valoarea sarcinii de calcul, deci a sarcinii efective maxime înmulțite cu coeficientul de siguranță care în construcțiile aeronautice are valoare 1,5 (o valoare mult mai mică decât valorile acceptate în construcții obișnuite sau în construcția de mașini). Sub această sarcină construcția poate avea deformații care să o facă improprie pentru utilizarea în continuare, deci practic construcția se poate distruge. Se recomandă astfel ca sub această sarcină, structura să reziste circa 3 secunde. Acest regulament are de asemenea în vedere faptul că vârfurile de solicitare care apar în construcții aeronautice sunt de scurtă durată, astfel încât prin acest deziderat se acceptă ca structură de rezistență, practic, să facă față și unui număr foarte limitai de sarcini de scurtă durată care să atingă sarcina ultimă. Sarcina efectivă de calcul reprezintă 2/3 din sarcina ultimă și poartă denumirea de “sarcină limită”. Sarcinile limită apar cu o probabilitate relativ redusă, totuși sub această sarcină se impune ca deformațiile să nu prezinte valori care să împiedice utilizarea în continuare a structurilor de rezistență. Desigur, la atingerea succesivă de mai multe ori a sarcinilor limită, deformațiile plastice vor fi cumulative, astfel încât structura va avea cote care vor trebui să fie din când în când verificate, pentru a nu se ajunge la valori periculoase atât pentru structură, cât și pentru configurația aerodinamică a avionului. În aceeași ordine de idei este necesar să se țină seama și de efectul oboselii materialelor, potrivit frecvenței de apariție a vârfurilor de sarcini. Sarcina limită determină ținând cont de sarcinile reale la care este supusă structura de rezistență a avionului și, pe de altă parte, sarcinile la care organismul uman poate rezista în bune condiții, fără a fi pus în situația de a pierde controlul în conducerea avionului sau a suporta alte efecte secundare de nedorit.

Structura de rezistență optimă este o construcție compusă din elemente din ce în ce mai subțiri către locul în care se produc forțele aerodinamice, deci către învelișul aripii, fiind deci de tipul structurilor cu pereți subțiri. Pe de o parte, datorită diferenței mari între valorile unitare ale forțelor aerodinamice și ale celor de rezistență și, pe de altă parte datorită condițiilor de greutate minimă, distrugerea structurii să nu se facă în principal din cauze de rezistență, ci mai curând din motive de nestabilitate elastică.

Structura clasică este deci o structură ortotropă cu pereți subțiri, care din motive de optimizare, așa cum se va arăta, va fi limitată prin apariția fenomenului de flambaj general sau local, o dată cu atingerea sarcinilor ultime. De luat aminte este faptul că în cazul construcțiilor aeronautice, apariția fenomenului de flambaj nu este cu totul interzis. Chiar din primele decenii de evoluție s-a obișnuit să se deosebească elementele de rezistență cu caracter important, prin cedarea cărora întreaga structură poate fi considerată distrusă și elementele cu caracter local a căror distrugere nu atrage după sine distrugerea structurii. Astfel, în cazul în care învelișul va prezenta o ondulație din cauza flambajului sau chiar o fisură care nu compromite rezistența generală a întregii structuri, acest lucru nu va fi considerat un eveniment grav și poate fi considerat chiar admisibil, cu condiția ca restul structurii să fie verificată pentru asemenea cazuri.

În calculele de rezistență, diferite organe și elemente au fost aproximate cu elemente simple, pentru simplificarea acestor calcule. Principalele avantaje ale acestor tehnici de calcul sunt, în primul rând ușurința de a conduce și putea verifica calculul efectuat, deoarece în acest mod se asigură o fiabilitate corespunzătoare în conducerea calculelor. Astfel, aripa era considerată o bară, deoarece ea era solicitată în principiu la încovoiere și la răsucire, calculul simplificat prevedea preluarea încovoierii de către lonjeroane și de elementele longitudinale din structura de rezistență a aripii, iar răsucirea se considera că este preluată exclusiv de învelișul aripii. În prezent, toate uzinele mari constructoare de avioane posedă tehnici de calcul puse la punct, fară a fi nevoiți să recurgă la metode simplificatoare, care permit o rapidă dimensionare a structurii de rezistență și stabilirea tuturor modificărilor care trebuie aduse în caz că în datele de intrare se impun anumite condiții speciale.

În încheierea acestui scurt istoric al dezvoltării avionului se poate observa că în câteva decenii, avionul a ajuns de la o simplă curiozitate sau un sport practicat de temerari, la o uzină zburătoare cere conține realizările a mii de oameni de știință, la cel mai înalt nivel al științei și tehnologiei secolului nostru.

1. SOLUTII CONSTRUCTIVE DE ARIPA SI FUSELAJ

1.1Fuselajul – rolul și cerințele impuse

Fuselajul este organul aeronavei în care este amplasată cabina echipajului, cabina pasagerilor, încărcătură comercială de transport și cea mai mare parte a echipamentelor și instalațiilor de la bord. În același timp, fuselajul reprezintă corpul central de care se fixează aripa, ampenajele și trenul de aterizare.

Cerințele impuse fuselajului sunt:

a. Cerințe de exploatare. Fuselajul trebuie să asigure capacitatea de transport maximă, o compartimentare judicioasă astfel încât să se utilizeze la maximum spațiul existent și să permită fixarea sarcinii utile pentru ca, pe timpul zborului, să nu se producă deplasarea acesteia. Fuselajul trebuie să permită instalarea comodă a membrilor echipajului și a pasagerilor, intrarea și părăsirea cabinelor precum și o bună vizibilitate în timpul zborului. De asemenea, fuselajul trebuie să permită accesul pentru controalele, reviziile curente și reparațiile la toate echipamentele montate în interiorul său.

b. Cerințe aerodinamice. Fuselajul trebuie să aibă o rezistență la înaintare minimă în condițiile volumului interior impus. Pentru aceasta, forma sa trebuie să fie aerodinamică, să aibă cât mai puține proeminente generatoare de vârtejuri, suprafață spălată de curentul de aer să fie bine finisată și cu ondulații foarte mici.

c. Cerințe de constructie. Echipamentele cele mai grele trebuie să fie amplasate cât mai aproape de centrul de greutate pentru ca momentul de inerție axiale în raport cu axele de ruliu, tangaj și girație să fie minime. În acest fel, aeronava devine mai manevrabilă și timpul de răspuns al comenzilor este mai scurt. Poziția centrului de greutate să varieze în limite cât mai mici pe măsură ce se consumă combustibilul și această poziție să fie cât mai puțin sensibilă la fluctuația numărului de pasageri transportați. La avioanele de vânătoare și bombardament poziția centrului de greutate trebuie să se modifice cât mai puțin prin lansarea încărcăturii de lupta. Atât la aeronavele civile cât și la cele militare (de lupta sau transport) se stabilește o anumită ordine (program) de consum al combustibilului din rezervoarele integrate în fuselaj sau în aripă (sau din rezervoarele acroșate) pentru menținerea centrajului în anumite limite.

d. Cerințe tehnologice. Piesele, subansamblurile și ansamblurile componente trebuie să aibă o tehnologie de fabricație simplă, fuselajul să fie realizat la un preț de cost cât mai scăzut, fără a se afecta siguranță în zbor.

1.1.1 Elemente componente

Avioanele actuale au fuselajul compus dintr-o carcasă formată din lise cadre și înveliș. Toate aceste elemente sunt asemănătoare cu cele ale aripii, datorită faptului că fuselajul, la fel că aripa, lucrează la încovoiere și răsucire. Tensiunile normale apar datorită momentului incovoietor produs de sarcinile exterioare în lise și înveliș, iar tensiunile tangențiale se produc datorită forței tăietoare și momentului de torsiune.

Învelișul fuselajului dă formă și lucrează la tensiuni normale și tangențiale. Poate fi construit din table subțiri sau groase, ca material fiind folosit duraluminiul, oțelul sau aliaje pe baza de titan. O construcție ușoară se poate realiza folosind panouri de înveliș monolit, dintr-o bucată cu nervurile de rigidizare. Învelișul sandviș constă din două straturi portante subțiri și un material ușor de umplutură cu structura fagure sau simplă.

Lisele sunt părțile care rigidizează învelișul, lucrând la tensiunile normale provenite din momentul incovoietor și din forțele axiale. Forțele concentrate de la prinderea agregatelor sunt preluate de lisele de efort. Lisele fuselajului fiind asemănătoare cu cele ale aripii, sunt executate din tablă îndoită sau profile presate.

Cadrele asigură menținerea formei fuselajului în secțiunile transversale, împreună cu lisele rigidizând învelișul. Acestea lucrează la sarcini aerodinamice locale și la presiuni interioare sau exterioare. Cadrele de efort sunt întărite și transmit și forțe concentrate produse de agregatele aflate pe fuselaj, sau produse de anumite decupări. Cadrele se execută în mod normal în formă de inel de tablă ștanțată cu secțiune U, Z sau alte profile, fixându-se direct pe înveliș sau prin adaosuri speciale. Lisele străbat cadrele normale și se îmbină cu ele prin colțare. Cadrele întărite se confecționează prin nituirea unor table și profile, prin ștanțare, frezare sau din construcții cu mai multe straturi. Aceste cadre nu pot fi întrerupte la intersecția cu lisele și de aceea vor fi necesare elemente de legătură pentru continuitate și rigidizare.

Dacă există suficient spațiu interior înăuntrul fuselajului, cadrele se fac cu perete compact. În secțiunile de îmbinare ale fuselajului se prevăd câte două cadre iar lisele sunt întrerupte. Pentru transmiterea forțelor longitudinale sunt folosite bucăți metalice, speciale pentru îmbinare.

Avioanele din zilele noastre se caracterizează prin faptul că învelișul este destul de gros și lucrează la tensiuni normale. Această construcție este denumită “cocă”. Există două tipuri de construcție, coci cu lise și fără lise, în funcție de modul de rigidizare a învelișului. Construcția cu lise constă dintr-un înveliș mai subțire rigidizat cu lise și cadre. După această schemă se execută în special coadă și partea centrală a fuselajului. Fuselajul se execută din elemente separate (înveliș, lise și cadre) îmbinate prin nituri, sudură sau încleiere. Noile procedee de fabricație folosesc panouri monolit, îmbinate prin sudură. Cea de-a două construcție, fără lise, presupune un înveliș mai gros, rigidizat numai cu cadre. Această construcție este mai simplă, iar renunțarea la lise ajută la mărirea volumului util al fuselajului. Dar acest tip de cocă presupune o rigidizare suplimentară a învelișului, prin creșterea grosimii lui, ceea ce duce la mărirea greutății construcției. Coca fără lise are o serie de avantaje care apar în cazul solicitărilor la presiune, la fuselajele de diametre mici, unde tensiunile critice cresc datorită curburii mari.

1.1.2 Tipuri de construcție a fuselajului

Sunt trei tipuri principal de construcție a fuselajului:

– Grindă cu zăbrele, în general folosit pentru aeronavele ușoare și nepresurizate

– Monococă

– Semi-monococă, este structura cea mai folosită în aviație.

1.1.2.1 Structura grindă cu zabrele

Structura tip grindă cu zăbrele a fost prima structura care a întrunit condițiile de rigiditate și masă minimă în cadrul aparatului fraților Wright – Flyer 1903. Soluțiile anterioare au fost marcate de eșec fie datorită fragilității (cum a fost cazul lui Otto Lilienthall, sau al aparatului lui Samuel Langley), fie nu se ridicau de la sol datorită masei prea mari. Ideea utilizării biplanului care să formeze o grindă ușoară cu moment de inerție ridicat a fost a lui Octave Chanute, un foarte experimentat inginer civil. Chiar dacă frații Wright au demonstrat viabilitatea conceptului lor din punct de vedere aerodinamic, al stabilității, al motorizării și al structurii până în aproximativ 1910, s-au înregistrat în continuare numeroase eșecuri, ceea ce demonstrează că, în ciuda faptului că reușiseră să realizeze zborul controlat, soluțiile adoptate de aceștia încă nu ajunseseră să-i convingă pe pionierii și producătorii timpurii de aparate de zbor. Primul război mondial a fost acela care a impus o linie mult mai pragmatică, la sfârșitul acestuia, avionul devenind dintr-o simplă curiozitate, un aparat demn de încredere, căruia i se putea încredința o misiune de luptă.

Fig.1.1. Structura grindă cu zăbrele

Grinzile cu zăbrele folosite în aviație sunt grinzile tip Pratt (cu diagonale solicitate la întindere), Howe (cu diagonalele solicitate la compresiune) și Warren (fără coloane verticale). Grinda Pratt este foarte utilizată deoarece materializează referințele cadrelor și permit cea mai simplă atasare a învelișului, structurii secundare, a echipamentelor etc. Grinda Warren este o soluție mai ușoară decât grinda Pratt. Grinda Howe are aplicație limitată datorită riscului de flambaj al diagonalelor. Grinda Vierendeel (doar cu coloane verticale, fără diagonale) este întâlnită doar cu diagonale din sârmă (tendoare).

Fig.1.2. Grinzile Pratt, Howe și Warren.

Elementele constitutive ale unei grinzi cu zăbrele sunt lonjeroanele, coloanele verticale și contrafișele (elementele diagonale) cu rolul păstrării formei rectangulare a celulelor grinzii. În marea majoritate a cazurilor, fuselajul tip grindă cu zăbrele prezenta un singur element portant, învelișul fiind adoptat mai mult pentru protecție sau pentru realizarea unei forme aerodinamice. Ca și materiale s-au utilizat lemnul (fixarea fiind realizată din bride sau colțate metalice, utilizând tendoare) sau metalul (structuri sudate sau fixate cu bride cu șuruburi sau nituite). În prezent se fac cercetări pentru implementarea materialelor compozite, pentru elementele grinzii cu zăbrele asamblarea facându-se prin nituire. Dezavantajul principal al grinzilor cu zăbrele îl reprezintă problemele generate de sudură (suprapunerea cordoanelor, propagarea fisurilor) și cele datorate formelor complexe ale capetelor frezate ale țevilor.

1.1.2.2 Structura monococă

Monococă = formă tridimensională (asemenea fuselajului) având toată rezistența în înveliș, cadre și lise învecinate, fără structură interioară sau contrafișe.

Structura cocă constă într-un singur înveliș portant; nu este întâlnită în aviație datorită comportării slabe la flambaj, ceea ce ar fi condus la o grosime de perete mare și implicit o masă nepractică. Monococa reprezintă învelișul portant rigidizat cu cadre (bulkheads, frames); s-a folosit ințial la avioanele de lemn.

1.1.2.3 Structura semi-monococa

Semimonococa reprezintă învelișul portant rigidizat suplimentar cu o rețea de lise pentru a menține stabilitatea învelișelor subțiri (soluție prezentă la toate avioanele moderne) se definește semimonococa drept „monococa cu discontinuități discrete”. În literatura anglo-saxonă, se folosește doar termenul de monococă.

Fig.1.3. Structura semimonococă

Structurile cu pereți subțiri a căror învelișuri preiau solicitările se mai numesc structuri cu înveliș portant (stressed skin). Alte surse consideră monococa structura în care învelișul este principalul element portant, fiind secondat de structura de cadre și lise, semimonococa fiind structura care prezintă și lise de forță (lonjeroane) cărora le revine principalul rol în preluarea eforturilor. Se consideră că tehnica realizării semimonococii a provenit din industria navală (construcția de yahturi), acest domeniu intersectându-se cu aviația cu ocazia fabricării hidroavioanelor (flying boats). Un elvețian, Ruchonnet, a fost cel care a proiectat prima structură semimonococă în 1911. Totuși, semimonococa a fost folosită simultan pentru primul hidroavion (Curtiss, USA) și avion de curse (Deperdussin) în 1912. Tehnologie imatură încă pentru acei ani, semimonococa a revenit, odată cu învelișul metalic, cu hiodroavioanele (1924, Rohrbach). În 1921 F. Loudy a patentat structură metalică semimonococa cu înveliș neted. După adoptarea structurii semimonococă a coincis natural cu trecerea de la lemn la metal, trecerea fiind făcută odată cu obținerea de semifabricate de tablă mai ieftine, cu o calitate bună a suprafeței și calități mecanice superioare. După trecerea la metal s-a făcut după ce avantajele structurii semimonococă erau deja demonstrate, în două etape, mai întâi prin înlocuirea lemnului cu tablă și apoi, într-o etapă ulterioară, prin adoptarea unor soluții constructive pentru piese și ansamble adecvate cu tehnologiile de fabricație specifice metalului.

1.1.3 Geometria fuselajului

Geometria fuselajului este definită prin: lungimea fuselajului Lf, lungimea vârfului fuselajului Lv, lungimea părții posterioare a fuselajului Lp, formă secțiunii transversale (circular,eliptică, dreptunghiulară cu și fără rotunjiri etc.), suprafață secțiunii transversale în lungul fuselajului S=S(x), forma liniei centrelor secțiunilor transversale (adesea, o linie dreaptă), diametrul secțiunii transversale maxime Df (când aceasta este circulară), diametrul echivalent Dfe al secțiunii transversale maxime (când secțiunea transversal nu este circulară), calculate cu una din

unde Bf, Hf, Pf reprezintă lărgimea, înălțimea și, respectiv, perimetrul secțiunii transversale maxime.

De asemenea, în calculul caracteristicilor aerodinamice intervin următoarele mărimi:

Alungirea fuselajului, λf, dată de una din relațiile:

când nu se fac precizări, se consideră prima formulă, în care Df este diametrul echivalent;

Alungirea vârfului fuselajului, λv, dată de:

Alungirea părții posterioare a fuselajului, λp, dată de:

Suprafață laterală, Slat, care poate fi estimată, pentru simplificarea calculelor, cu formulă:

în care coeficentul K este dat de una din formulele:

Prima formulă corespunzînd cazului când motoarele sunt montate pe aripa și Df < 5m, iar celelate două, cazului când motoarele sunt montate pe fuselaj sau în interiorul acestuia, dacă Df < 5m și, respective, dacă Df > 5m. Pentru coeficentul α se ia: α = 1, dacă Bf = Hf și α = 1,05 dacă Bf ≠ Hf;

Suprafață medie a secțiunilor fuselajului, Smf, dată de relația:

unde S(x) este suprafață secțiunii transversale a fuselajului la o distanță x de vârful acestuia;

Suprafața secțiunii planului terminal al fuselajului, Spf = S(Lf);

Raza de curbură la botul fuselajului, rf;

Semiunghiul la vârf al fuselajului, θv;

Unicitatea părții posterioare, θp.

1.1.3.1 Alungirea fuselajului

Principalele considerente în alegerea alungirii fuselajului sunt de natură aerodinamică. Astfel, în regim incompresibil, rezistența de frecare, Cxf, crește odată cu alungirea λf, în timp ce coeficentul de presiune, Czp, scade o dată cu creșterea alungirii, așa cum se arată în fig.1.4, de unde se observă existent unei valori optime a alungirii, λf ≈ 3, pentru care coeficentul de rezistență la portanță nulă, (Cx0)f, are valoarea minimă. Concluzii similare se obțin dacă se ține seamă că dependent coeficientului global de rezistență, (Cx0)f, de alungire este de formă:

În regim compresibil, se are în vedere influența alungirii λf asupra numărului Mach critic; în figura 1.5 se dă spre exemplificare dependența numărului Mcf al fuselajului de alungirea

Fig. 1.4 Cxf si Czp in functie de alungire Fig. 1.5 Dependența numărului Mcf

acestuia, λf. Din acest punct de vedere, alungire λf se alege astfel că numărul Mach maxim de zbor să fie mai mic decât numărul Mach critic al fuselajului.

Fig 1.6 Cxu in functie de alungire Fig. 1.7 Dependența λf fata de numărul Mach

Cât privește avioanele supersonice, se ține seama că rezistența de undă, Cxu, care se adaugă la rezistență de frecare, scade o dată cu creșterea alungirii (fig. 1.6); rezultă astfel o alungire optimă de λf ≈ 14 pentru care coeficientul de rezistență la înaintare, (Cx0)f, are valoarea minimă.

O influență însemnată în regim supersonic asupra rezistenței de undă are și alungirea vârfului fuselajului, λf; în fig. 1.7 se indică dependența valorii optime a alungirii vârfului de numărul Mach de zbor pentru avioane grele (curba 1) și pentru avioane ușoare (curba 2).

În afară de considerentele prevăzute, se are în vedere că la avioanele de transport de cele mai multe ori se impune fie volumul util al fuselajului, pentru a transporta o încărcătură comercială dată, fie aria podelei cabinei pasagerilor, astfel că alungirea trebuie aleasă pentru a se obține valori rezonabile pentru diametrul fuselajului.

Totodată, trebuie să se țină seama că alungirea fuselajului influențează atât greutatea acestuia, cât și greutatea trenului de aterizare și a ampenajului. Relațiile prezentate în capitolul următor evidentieaza dependența masei fuselajului de alungirea λf; cât privește greutatea trenului, aceasta crește monoton cu λf, în timp ce greutatea ampenajelor scade monoton cu creșterea lui λf.

În baza celor arătate, rezultă că la alegerea alungirii λf trebuie să se facă un compromis între diversele cerințe contradictorii. Analiza statistică conduce la valorile prezentate în tabelul 1.1.

Tabelul 1.1 Tipurile de avioane în fucție de alungire

1.1.3.2 Lungimea fuselajului și secțiunea transversală maximă

Având stabilită alungirea fuselajului, pentru determinarea dimensiunilor principale, Lf și Df, se poate proceda în două variante. O cale constă în alegerea suprafeței secțiunii transversale maxime, Sf, având în vedere cerințele funcționale ale fuselajului. Astfel, la avioanele de pasageri, în funcție de numărul de pasageri dispusi pe un rând, se stabilesc lărgimea cabinei și, de aici, diametrul și suprafața secțiunii maxime a fuselajului. Pentru alte categorii de avioane se menționează datele din tabelul 1.2.

Tabelul 1.2 Tipuri de avioane în funcție de suprafața transversală maximă

O altă cale constă în alegerea lungimii fuselajului, Lf, având în vedere, de asemenea, posibilitatea transportării echipajului, pasagerilor, mărfurilor, echipamentului și sistemelor de bord, precum și necesitatea poziționării optime a ampenajului orizontal.

În prima aproximație, în funcție de tipul avionului, caracterizat prin forma aripii, în tabelul 1.3 sunt menționate valori obținute prin analiza statistică a avioanelor existente.

Tabelul 1.3 Forma aripii după analiza statistică a avioanelor

Este de metionat că stabilirea lungimii fuselajului în corelație cu anvergură și suprafața aripii are o importanță deosebită pentru avioanele supersonice. Din analiza termenilor ce exprimă rezistență la înaintare a sistemului aripa-fuselaj în regim supersonic, rezultă că există o valoare optimă pentru căreia îi corespunde rezistență globală minimă. Ca o regulă generală, < 1, ceea ce înseamnă că avionul trebuie să fie în întregime situat în conul Mach dus din vârful fuselajului. Parametrul de mai sus poate lua valori de 0,2 (M = 1,2), 0,35 (M = 2) sau 0,5 (M = 5).

Dacă se impune volumul necesar pentru transportul încărcăturii utile, Vfu, lungimea fuselajului poate fi determinată cu relația:

unde Kf este un coeficient de formă având valoarea de 0,70÷0,75 pentru avioane supersonice și 0,75÷0,80 pentru avioane subsonice.

1.1.3.3 Forma fuselajului

Înainte de începerea construcției fuselajului, forma și dimensiunile fuselajului trebuie analizate și calculate. Forma acestuia influențează caracteristicile aerodinamice ale avionului și are o importanță tot mai mare, mai ales o dată cu mărirea vitezelor de zbor și a sarcinii specifice pe aripă și o dată cu diminuarea grosimii relative a acesteia. Trebuie aleasă o formă aerodinamică perfectă și dimensiuni cât mai mici pentru fuselaj, astfel încât să fie micșorată rezistența la înaintare a avionului. Dimensiunile părții din spate a fuselajului este condiționată de necesitatea asigurării unei lungimi aerodinamice care va fi calculate în funcție de coarda medie aerodinamică. Lungimea totală a fuselajului va fi calculată în raport cu distanța centrul de greutate al avionului și centrul de presiune al ampenajului orizontal. Secțiunea principală a fuselajului este determinată de greutatea maximă a agregatelor din interiorul fuselajului.

Geometria fuselajului este definită prin următorii parametrii: alungirea fuselajului, alungirea vârfului fuselajului, alungirea părții posterioare a fuselajului suprafața lateral, suprafața medie a secțiunilor fuselajului, suprafața secțiunii planului terminal al fuselajului, raza de curbură la botul fuselajului, semiunghiul la vârf al fuselajului și conicitatea părții posterioare.

Fuselajul poate fi construit în mai multe secțiunii transversale, toate acestea având avantaje și dezavantaje. Fuselajul are următoarele forme:

rectangular, multe aeronave nepresurizate utilizează această formă deoarece micșorează costurile, dar și faptul că ele sunt ușor de construit, dezavantajul lor fiind faptul că sunt foarte grele.

circular, este o formă pentru aeronavele presurizate deoarece forțele de presiune care acționează asupra structuri sunt repartizate uniform. Această structură este ușor de construit și nu necesită costuri mari.

oval, această structură este mai puțin eficentă decât cea circulară, dar este frecvent utilizată datorită etansari peretelui posterior.

double bubble, această structura oferă un spațiu mare pentru pasageri și mărfuri, adoptă o rezistență la înaintare mai mică ca structura circulară, iar costurile sunt rentabile.

Cea mai bună formă a fuselajului este aceea a unui corp axial-simetric, alungirea acestuia fiind dependență de numărul Mach. De asemenea, alungirea optimă este cea care corespunde rezistenței minime. În cazul avioanelor subsonice, formă fuselajului trebuie să se asemene cu un profilul simetric de viteză mică. Pentru M < Mcr, rezistența de undă a unui astfel de corp, este mică și doar în cazul alungirilor mici va crește efectiv. Frecarea este principala parte a acestei rezistente, care va crește o dată cu mărirea suprafeței fuselajului. Rezistența de undă este influențată în cea mai mare parte de alungirea și forma fuselajului în partea din față.

Forma fuselajului avioanelor actuale și aici făcând referire la avioanele de vânătoare, din motive variate se abate de la forma unui corp de revoluție. Vârful fuselajului, în vedere laterală, în majoritatea cazurilor nu este simetric, datorită prezenței cabinei echipajului, motiv care aduce în regim supersonic majorări sensibile ale rezistenței aerodinamice. La avioanele de pasageri și unele avioane de luptă, forma optimă este cea circulară sau cvasicirculară, din punct de vedere aerodinamic, din punct de vedere al secțiunii transversale. De asemenea, la avioanele de transport sau unele avioane ușoare, care nu prezintă pretenții de ordin aerodinamic, forma secțiunii este determinată de considerente de ordin practic, cum ar fi preț de cost, volumul mare al încărcăturii containerizate, astfel fuselajul având forme ovale sau chiar dreptunghiulare cu muchii racordate.

1.1.4 Solicitarile fuselajului

Solicitările fuselajului se determină din evoluțiile de zbor ale aeronavei. În general, forțele care acționează asupra fuselajului sunt:

Forțe masice datorate greutății proprii a fuselajului și a tuturor echipamentelor și componentelor ce sunt plasate pe fuselaj. Aceasta se calculează ca produs dintre greutatea proprie a elementului respectiv și factorul de sarcina corespunzător evoluției de zbor;

Reacțiuni în punctele de prindere pe fuselaj a aripii, ampenajului orizontal, ampenajului vertical, trenului de aterizare și a motoarelor – dacă sunt instalate în fuselaj;

Forțele de portanță, rezistența la înaintare și momentul aerodinamic al fuselajului. De regulă, solicitările provocate de acestea se neglijează întrucât sunt mult mai mici decât celelalte. Numai la aeronavele de construcție specială, cu fuselaje portante se iau în calcul.

1.1.5 Soluții atipice pentru fuselaj

Structura fuselajului a prezentat în timp un număr foarte mare de concepte, mulți producători venind cu inovații constructive, tehnologice, de material sau metode de asamblare. Dincolo de elmentele de noutate, aceste soluții au prezentat la vremea lor dezavantaje, care au împiedicat aplicarea lor pe generațiile viitoare de aeronave.

O primă soluție atipică a fost prezentată de Junkers J2, care avea o secțiune centrală din schelet sudat de care se atașau fuselajul față, fuselajul spate și cele două semiaripi. Secțiunea centrală avea rezervorul de combustibil încorporat. Această soluție avea să se aplice mai târziu la toate avioanele de mari dimensiuni, însă sub forma structurii semimonococă.

În manualele de constructive a fuselajului se prezintă o soluție hibridă, fuselajul prezentând o grindă inferioară (asemănătoare planoarelor); corpul fuselajulului era realizat dintr-un sistem de cadre și lise ușoare și învelișul exterior. Construcția geodetică a fost utilizată la bombardierele Vickers Wellesly (1935) și Wellington (1936). Structura constă într-un sistem rectangular de diagonale care sunt spiralate în jurul fuselajului și lonjeroane aliniate cu axa fuselajului.

Deși materialul era utilizat eficient, rezultând o structură rațională, complicațiile constructive au dus la costuri de fabricație mari. De-a lungul evolutiei aviatiei, construcția geodetică este caracterizată ca „extrem de rigidă, putând rezista distrugerilor provocate de proiectilele antiaeriene”. Datorită complicațiilor tehnologice, acest tip de structură nu a fost continuat; după anii ’70 conceptul va fi reluat însă pentru industria spațială fiind dezvoltat de McDonnel Douglas pentru panourile din aluminiu uzinat.

1.1.6 Tendințe în proiectarea structurii fuselajului

Chiar dacă în ultimii ani trecerea la materialele compozite se face tot mai accelerat, conceptele structurale nu înregistrează progrese. Structurile compozite sunt realizate tot pe sistemul semimonococă sau monococă, elementele structurale fiind lipite sau nituite. Marii producători au trecut relativ tâziu (abia după 2005) la fuselajul presurizat din compozit. Cu toate acestea, elementele structural sunt identice cu cele ale structurilor de metal: înveliș portant, cadre și lise, asamblate prin nituire. Deși intrate într-un con de umbră după anii ’80, cercetările asupra structurilor izogrid sunt reluate de Hexcel și NASA, apoi de Alcan fără implementare în producție. Isogrid Composites Canada raportează în 2011 punerea la punct a unei tehnologii prin care reușește să realizeze panouri izogrid din fibră de carbon la o calitate superioară celor realizate de Hexcel și Alcan. Isogrid Composites anunță reduceri de masă de până la 50% față de panourile din aluminiu, pentru o rezistență mărită cu 30%. NASA continuă căutările legate de coaserea materialelor compozite în baza programului Advanced Composite Technologies început în colaboare cu Boeing în 1990. Un nou conceptul PRSEUS – Pultruded Rod Stitched Efficient Unitised Structure (Structura unitară eficientă cu bare extrudate cusute) având ca obiectiv dezvoltarea unui concept de aripă după 2016. Structura este tot o semimonococă, elementele având următoarele particularități: cadre realizate din spumă, împachetate în fibră de carbon; lise din fibră de carbon cu tije din roving; benzi rigidizoare pentru îmbinarea lise – înveliș, respectiv cadre înveliș; învelișul din fibră de carbon. În cadrul proiectului FP7 Advanced Lattice Structures for Composite Airframes, cercetători din Anglia, Germania și Rusia au investigat noi posibilități de combinare a avantajelor structurii semomonococă cu structura izogrid utilizând metode de optimizare topologică și algoritmi genetici. Noua structură a fost denumită non-izogrid sau fuselaj cu zăbrele, lisele fiind spiralate, cu o densitate mai mare pe tavan și zona de podea, zonele corespunzătoare hublourilor fiind libere. Cercetătorii consideră că rezultatele studiului pot fi implementate cu minim de modificări pentru obținerea unui proiect preliminar acceptabil.

1.2 Aripa – considerații generale

Aripa este o suprafață care produce forțele aerodinamice care facilitează mișcarea prin aer și alte gaze, sau prin apă și alte lichide. Ca atare, prin secționarea unei aripi rezultă un profil aerodinamic cu o formă capabilă să producă portanță, ea fiind suma tuturor forțelor generate de mișcarea fluidului în jurul profilului, proiectată într-un plan perpendicular pe direcția principală de curgere a fluidului. Descoperirea faptului că portanța ar putea fi creată prin trecerea unui profil aerodinamic printr-un fluid, a dus la dezvoltarea aeronavelor cu aripă fixă și a aeronavelor cu aripi rotative în mișcare.

Aripile suporta greutatea aeronavei în aer și deci trebuie să aibă o rezistență și o rigiditate suficientă pentru a fi în măsură să facă acest lucru. Rezistența și rigiditatea sunt determinate de grosimea aripii, grosimea și tipul de construcție utilizate fiind dependente de cerințele de viteză ale aeronavei.

1.2.1 Elementele componente ale aripii

În construcția aripilor aeronavelor moderne se introduce ca elemente constructiv: lonjeroanele, lisele, nervurile, panourile de înveliș și desigur, unele piese, de regulă obținute prin frezare, pentru transmiterea eforturilor de la aripă la fuselaj sau pentru transmiterea eforturilor între tronsoanele aripii, dacă aripa este alcătuită din mai mute tronsoane. Lonjeroanele, lisele, nervurile și panourile de înveliș formează chesoane de rezistență. Nervurile frezate și panourile de înveliș frezate se folosesc în special pentru construcția planului central al aripii sau pentru rigidizarea zonei în care se montează jambele trenului de aterizare principal. În funcție de numărul lonjeroanelor ce se folosesc, aripile pot fi: cu un singur lonjeron, cu două sau cu mai multe lonjeroane.

Aripile monolonjeron se construiesc pentru echiparea aeronavelor ușoare, de viteze mici, la care raportul c/b < 15% cu încărcătură aripii având valori de până la 150 daN/m². Avantajele construcției unei asemenea aripi constau în greutatea mică, tehnologii de fabricație simplificate, simplitatea operațiilor de montare și demontare de pe aeronavă în caz de necessitate. Dezavantajul principal constă în limitările enunțate anterior și, desigur, în slabă rezistență la torsiune și la încovoiere.

Aripile cu cel puțin două lonjeroane formează împreună cu învelișul chesonul de rezistență caracterizat prin rigiditate mare la torsiune și încovoiere, având destinația de a prelua solicitările aerodinamice, solicitările datorate motoarelor instalate pe aripă, rezervoarelor de combustibil acroșate, armamentului acroșat (rachete, bombe, lansatoare de proiectile reactive nedirijate) cât și solicitările preluate la aterizare prin intermediul jambelor trenului principal de aterizare.

1.2.1.1 Lonjeroanele

Sunt elemente de rigidizare așezate în lungul aripii și care preiau cea mai mare parte din forțele și momentele ce acționează asupra acesteia. Au aspectul general de grinzi consolidate, alcătuite din tălpi (corniere) și inima (platbenzi) îmbinate între ele cu ajutorul niturilor. De regulă, tălpile sunt frezate. Există și lonjeroane realizate integral prin frezare continuă pentru a elimina riscul forfecării niturilor de la îmbinările talpă-inima. Pentru a elimina pierderile de material ca urmare a prelucrării prin frezare, la unele aeronave moderne lonjeroanele, sau porțiuni mari din acestea, se realizează prin matrițare la cald. În prezent, acest procedeu tehnologic este rentabil din punct de vedere economic numai în cazul producției de serie mare. Costul matrițelor, consumul energetic mare, dificultățile de ordin tehnic privind răcirea lonjeronului după matrițare la cald, astfel încât să nu se deformeze, nu justifică în prezent utilizarea matritarii în producția aeronavelor de serie mică și mijlocie.

Pentru a mări rigiditatea la torsiune a lonjeronului se realizează lonjeroane cu două inimi. Tălpile se construiesc din materiale ușoare, rezistente la încovoiere sau răsucire: duraluminiu, aliaje pe baza de titan și oțeluri de înalta rezistență. De regulă, la realizarea tălpilor de lonjeron se ține seamă de încărcarea în anvergură a aripii, astfel încât pentru tălpi sau chiar inima lonjeronului vor rezultă secțiuni variabile. Deoarece tălpile lonjeronului preiau cea mai mare parte a solicitărilor, ele se calculează la o rezistență de rupere ceva mai mică decât a materialului respectiv, datorită concentraților de tensiune reprezentați de găurile pentru nituri sau cordoanele de sudură.

1.2.1.2 Lisele

Lisele sunt utilizate ca elemente de rigidizare montate în lungul aripii cu rolul de a prelua o parte din solicitările axiale datorate încovoierii aripii. În același timp, lisele rigidizează învelișul mărindu-i rezistența la plisaj. Ca urmare a tehnlogiei folosite pot avea forma unor profile extrudate, profile obținute prin îndoire sau prin roluire. Materialele folosite pentru realizarea liselor pot fi: duraluminiu, aliaje pe bază de titan sau chiar oțel inoxidabil. Deoarece tensiunile ce apar în lise datorită încovoierii sub acțiunea sarcinilor aerodinamice locale sunt neglijabile, lisele se calculează cu aceleași formule ca și tălpile de lonjeron.

În stuctura de rezistență a aripii, lisele lucrează la compresiune sau întindere împreună cu învelișul de care sunt montate prin nituire. Datorită riscului plisajului învelișului (care cedează primul) la determinarea tensiunii critice de flambaj a lisei se consideră și o parte din înveliș.

1.2.1.3 Nervurile

Acestea sunt elemnte de rigidizare transversala a aripii, în lungul corzii profilului aerodinamic dacă aripa este dreaptă și montate perpendicular pe bordul de atac al aripii în săgeată sau triunghiulară. Nervurile păstrează forma aripii și transmit solicitări aerodinamice de la înveliș la lonjeroane și lise. În funcție de destinația lor, nervurile pot fi nervuri normale sau de efort. Nervurile normale au rolul obișnuit al nervurilor precizat anterior.

Nervurile de efort sunt nervuri care au în plus rolul de a prelua forțele concentrate datorate diverselor echipamente și instalații ce sunt montate pe aripă. Aceste nervuri consolidează zona în care sunt intrerupte lisele, sunt decupări, în care se montează jambele trenului principal de aterizare sau în care se montează motoarele pe aripă.

Principala dificultate în ceea ce priviște calculul de rezistență al nervurilor constă în aspectul complex al rezemării. Întrucât nervurile sunt solidare cu învelișul și lonjeroanele, determinarea reacțiunilor este extrem de dificilă. Pentru calcul se face ipoteza simplificatoare considerând că nervurile sunt rezemate pe lonjeroane și preiau forța transmisă de la înveliș. O altă ipoteza simplificatoare este aceea că o nervură normal este solicitată de o forță uniform distribuită în anvergură aripii și variabilă în lungul corzii, iar nervura de efort este solicitată la forțe concentrate.

Calculul nervurilor de efort se realizează ținând cont că solicitarea principală a acestora este datorată sarcinilor concentrate de proveniență masica. Din acest motiv, forța masică ce acționează asupra nervuri de efort trebuie multiplicată cu factorul de sarcina maxim.

1.2.1.4 Învelișul aripii

În funcție de varianta constructivă a aripii, pe parcursul evoluției construcțiilor aeronautice au apărut diverse variante de înveliș. Pe de altă parte, cercetările privind materialele utilizabile în aviație au impus o diversitate de aliaje cu rezistență bună la solicitările mecanice și densitate mică. Astăzi, la aeronavele moderne se întâlnesc învelișurile din tablă de duraluminiu, aliaje pe bază de titan, magneziu etc. În mod excepțional se poate realiza înveliș de oțel inoxidabil punându-se accentul pe comportarea mecanică foarte bună, acceptându-se deci o anumită creștere a masei.

Învelișul este solicitat atât la eforturi normale cât și la eforturi tangențiale datorită încovoierii și răsucirii aripii. În zona în care predomină eforturile de întindere, învelișul se calculează la o tensiune de rupere mai mică dacat cea a materialului. În partea în care predomină compresiunea (extradosul aripii) învelișul se verifică la flambaj împreună cu lisa și la plisaj.

Astfel, dacă distanță dintre lise este prea mică, este avantajos din punctul de vedere al fabricației și al greutății să se folosească rigidizarea învelișului cu tablă ondulată (gofrată). Îmbinarea tablei ondulate cu învelișul se poate face utilizându-se metoda sudurii prin punctă, renunțându-se la nituire.

Dacă aripa are grosimea mică, se poate realiza panouri monolit. Construcția unei astfel de aripi se bazează pe îmbinarea unor panouri realizate dintr-o singură bucată. Aceste panouri conțin elemente de rigidizare (nervuri, lonjeroane, lise) înglobate, întrucât panourile monolit se obțin prin turnare, frezare, matrițare etc. Tot aripile cu grosimea mică se pot realiza din învelișuri consolidate cu mai multe lonjeroane. O astfel de construcție este simplă, dar prezintă dezavantajul lipsei spațiului necesar rezervoarelor integrate.

Pentru eliminarea liselor și micșorarea numărului de nervuri se construiesc aripi cu rigidizări din tablă ondulată. Pe partea interioară a intradosului și a extadosului se asamblează tablă ondulată, cu plinurile în lungul aripii pentru a prelua eforturile axiale. La aripile cu grosimea relativă foarte mică, spațiul cuprins între extrados și intrados se poate umple cu structura fagure sau un material nemetalic, rezultând o structură compactă, cu rezistență mecanică mare.

1.2.2 Principalii parametri de construcție ai aripii

Aripa este definită de următorii parametri de construcție:

forma în plan;

unghiul de săgeată ;

raportul de trapezoidalitate r=c0/ce ;

profilul și grosimea relativă a acestuia;

alungirea aripii ;

unghiul diedru;

încărcătura aripii;

Fig.1.8. Principalii parametri de construcție ai aripii

1.2.2.1 Forma în plan

Formă în plan a aripii este dată de proiecția acesteia pe planul xOy perpendicular pe planul de simetrie. Aria suprafeței astfel obținute, ce include și suprafață comună cu fuselajul, reprezintă aria S a aripii.

Distanță dintre extremitățile aripii a fost denumită anvergura aripii, b, b/2 fiind semianvergura. În literatura de specialitate se notează deseori cu 2b anvergură și cu b semianvergura, pentru simplificarea calculelor.

Alte mărimi de baza sunt: coarda de extremitate ce și coarda la centru (încastrare) c0. Pentru a ușura reprezentarea grafică, majoritatea calculelor de aerodinamică și de construcție se fac prin raportarea la jumătate din aripa, adică la un plan, de regulă planul drept.

Fig.1.9. Formele de construcție ale aripii

În funcție de forma în plan, aripile utilizate frecvent în construcțiile aeronautice sunt: eliptice, dreptunghiulare, trapezoidale, în săgeată, triunghiulare (delta), delta gotic cu punct de inflexiune la bordul de atac.

Cu caracter experimental se mai utilizează și aripa cu alte forme geometrice în plan (cu săgeata inversă, rombice, în coadă de rândunică).

Aripa eliptică este aripa cu coeficientul unitar de rezistență la înaintare cx cel mai mic, însă fiind greu de construit, se utilizează forme geometrice aproximative (de exemplu, aripa avionului de vânătoare englezesc “Speetfire”).

Pentru zborul cu viteze mici, în regim incompresibil se folosesc aripi eliptice, dreptunghiulare și trapezoidale, iar în regim de zbor subsonic compresibil și supersonic se folosesc aripi în săgeată și triunghiulare.

1.2.2.2 Alungirea aripii

Este unul dintre parametrii geometrici principali ai aripii, precum și ai oricărei suprafețe aerodinamice. În funcție de valoarea pe care o are acest parametru, depind într-un procent foarte mare unele caracteristici aerodinamice precum greutatea structurii, momentele de inerție, având consecințe însemnate asupra calităților de zbor. Astfel, alungirea aripii are efect direct asupra calculului pantei curbei de portanță, al rezistenței induse, influențează valoarea coeficientului maxim de portanță Cz max si a numărului Mcr, precum și a coeficientului de moment (doar în cazul teoriei neliniare).

Efectul aerodinamic cel mai însemnat al alungirii constă în variația invers proporțională a rezistenței induse cu acest parametru, care poate avea o pondere foarte mare în zborul cu incidențe relativ mari. Aceste dependențe au forme diferite, ținând cont de regimul de zbor (incompresibil, compresibil subsonic, transonic etc.).

În ceea ce privește influența aripii asupra numărului Mcr, este important de reținut faptul că micșorarea alungirii atrage după sine o mărire a lui Mcr fiind mai pronunțată la aripile în săgeată. Acest efect se explică prin diminuarea depresiunii de pe extradosul aripii datorită curgerii transversale, care este cu atât mai intensă, cu cât săgeata este mai mare. Dacă într-o anumită zonă a aripii s-a atins regimul sonic, deci a apărut o zonă de presiune scăzută, curgerea transversală tinde să egalizeze distribuția de presiuni, ceea ce duce la mărirea numărului Mcr.

Pe lângă aceste aspecte, este de remarcat faptul că alungirea aripii are influență asupra greutății structurii suprafeței aerodinamice. La aceeași sarcină globală pe aripă mărirea alungirii înseamnă creșterea momentului încovoietor la încastrare, ceea ce conduce la mărirea greutății structurii de rezistență. De asemenea, mai are loc micșorarea vitezei critice de fluturare, precum și reducerea cantității de combustibil ce poate fi înmagazinat în aripă. La fel, trebuie să se aibă în vedere faptul că mărirea alungirii implică mărirea momentelor de inerție ale avionului, în raport cu axele de ruliu și de girație, cu consecințe semnificative asupra calităților de zbor.

Modificarea alungirii aripii duce la schimbare unei varietăți de parametri, astfel fiind necesară stabilirea acesteia de la început și evitarea modificării acestuia, deci este obligatorie definirea factorului sau grupului de factori a căror optimizare este specifică pentru proiectul respectiv. Asemenea criterii de optimizare pot fi cheltuielile directe de exploatare (avioane de transport), caracteristică de zbor planat, viteza de croazieră, viteza maximă, durata și distanța maximă de zbor, distanța de rulare decolare-aterizare, greutatea structurii aripii și a combustibilului înmagazinat în aripă etc. Ca un exemplu, se poate sublinia faptul că alungirea aripii are o influență asupra cheltuielilor directe de exploatare, determinată de faptul că o dată cu modificarea alungirii se va modifica și rezistența indusă, numărul Mcr și greutatea aripii. În principiu, pentru fiecare clasă de avioane se poate stabili o gamă de alungiri care vor minimiza cheltuielile directe de exploatare. Acestea fiind spuse, pentru clasa avioanelor de transport subsonice turboreactoare, curba de variație a cheltuielilor prezintă un minim la λ = 6÷8, în funcție de alungirea aripii. Problema determinării alungirii optime poate fi formulată și în sensul găsirii acelei valori care minimizează greutatea aripii Ga, însumată cu greutatea de combustibil necesar Gc, pentru parcurgerea unei distanțe date.

Avem formula alungirii aripii:

unde 2b este anvergura (b fiind distanța de la axul fuselajului la vârful aripii) și

unde c0 este coarda profilului aripii în planul de simetrie (obținută prin prelungirea bordurilor de atac și de fugă) iar c1 reprezintă coarda la extremitatea aripii.

Trecerea de la aripa de lungime infinită (caracteristicile aerodinamice ale profilului) la cea de lungime finită se face prin intermediul parametrului λ, numit alungire. La viteze de zbor subsonice alungirea influențează asupra coeficienților cz și cx astfel:

unde este coeficientul de rezistență la înaintare, cx este coeficientul de rezistență la portanță, α este unghiul de incidență (în radiani) iar δ este un coeficient ce depinde de forma aripii. Deci, se poate spune că:

Aceste caracteristici necesită aripi de alungire cât mai mare. Alungirea mare duce însă la creșterea greutății aripii, micșorarea rigidității și pericolul de vibrații, mărirea inerției avionului și micșorarea maneabilității. La viteze transonice, alungirea mică face să se întârzie apariția numărului Mcr, iar rezistența de undă se micșorează. La viteze supersonice (M >1,2) influența alungirii asupra rezistenței induse nu se mai manifestă, dacă aripa are marginile supersonice. Dezavantajul aripilor de alungire foarte mică este acela că la viteze mici, se micșorează , iar Cz max se obține la unghiuri mari de incidență. Aceasta necesită trenuri de aterizare foarte înalte, aterizarea pe două puncte etc.

1.2.2.3 Încărcătura aripii

Încărcarea aripii este raportul dintre greutatea nominală a aeronavei (G) și suprafața aripii (S). În calculele efectuate înainte de începerea proiectului, pentru alegerea încărcării aripii în vederea determinării suprafeței acesteia, se iau în considerare distanța de decolare/aterizare, distanța maximă de zbor, greutatea structurii aripii etc. Încărcarea aripii are un efect deosebit asupra distanței de decolare/aterizare, în principal prin viteza minimă de sustentație:

unde pentru se ia valoarea corespunzătoare configurației avionului la decolare, respectiv, la aterizare. Distanța de rulare la decolare se calculează cu formula:

unde viteza de desprindere, , rezultă din viteza minimă de sustentație multiplicată cu un factor de siguranță supraunitar. În cazul în care distanța de decolare va fi impusă, încărcarea aripii depinde de sistemul de propulsie (raportul ) și de calitatea sistemului de hipersustentație, în sensul că încărcarea aripii crește o dată cu raportul și cu coeficientul în configurație de decolare.

Distanța de rulare la aterizare se determină cu formula:

în care este un coeficient global de frecare determinat în condiția acționării frânelor pe roțile principale, iareste tracțiunea inversă în cazul în care sistemul de propulsie este dotat cu un dispozitiv de inversare a sensului jetului, fiind viteza la aterizare.

1.2.2.4 Raportul de trapezoiditate

Raportul r=c0/ce (c0 – coarda la centru a suprafeței aerodinamice, iar ce – coarda la extremitate a suprafeței aerodinamice) are o influență neglijabilă asupra coeficientului de rezistență, dar schimbă substanțial coeficientul de portanță și distribuția sarcinii pe aripă. Mărirea exagerată a raportului duce la desprinderi ale curentului de aer pe toată aripa, ceea ce duce la micșorarea eficacității aripioarelor, înrăutățirea stabilității transversale și maneabilității avionului. Pe de altă parte, mărirea acestui raport de trapezoidalitate are mari avantaje din punct de vedere al greutății proprii și rigidității aripii și de asemenea, duce la creșterea vitezei critice de flutter.

1.2.2.5 Unghiul diedru

Unghiul diedru este unghiul format de planul median al aripii și planul xOy. Diedrul se consideră pozitiv când este măsurat în sens trigonometric de la axa Oy, pentru semiplanul drept, privit din spate.

Stabilitatea laterală, statică și cea dinamică este influențată de valoarea acestui unghi, de asemenea având efect și asupra derivatelor de stabilitate (, , ).

Acest unghi diedru nu poate fi obținut prin alte metode, decât cele iterative, însemnând că în faza de început a proiectului vor fi folosite unghiuri obținute din analiza statistică a altor avioane asemănătoare, apoi această valoare va fi corectată după studiul mișcării perturbate laterale, în funcție de calitățile de zbor care au fost îndeplinite.

1.2.3 Sarcinile ce acționează asupra aripii

Cunoașterea sarcinilor ce acționează pe aripă constituie elementul de bază în calculul de rezistență, în timpul studiului comportării aeroelastice a acestora, precum și în încercările statice, dinamice, la oboseală și în zborurile de încercare a prototipurilor. Asupra aripii acționează forțe distribuite și forțe concentrate. Proveniența acestor forțe este extrem de diversificată. Astfel, principalele forțe exterioare sunt:

Portanța și rezistența la înaintare a aripii (forțe aerodinamice distribuite atât în anvergură cât și în profuzimea acesteia);

Forțe provenite de la eleroane și de la dispozitivele de hipersustentație (forțe aerodinamice concentrate ce se transmit prin intermediul felurilor la structura de rezistență a aripii);

Forțe datorate tracțiunii motoarelor dacă acestea sunt instalate pe aripă;

Forțe masice care pot fi concentrate sau distribuite, provenite din diverse mase concentrate datorate rezervoarelor de combustibil, armamentului acroșat, greutății proprii a motoarelor, trenului principal de aterizare și desigur, greutății aripii. Aceste forțe vor fi multiplicate cu factorul de sarcină corespunzător evoluției aeronavei;

Forțe datorate bracajelor de profundor sau de direcție care sunt transmise de la fuselaj la aripă în timpul rotației în jurul axelor de tangaj și, respectiv de girație;

Forțe preluate prin intermediul felurilor de fixare ale jambelor trenului principal la contactul roților cu pistă în evoluția de aterizare.

În cele ce urmează vom păstra raționamentele și vom prezenta succinct problema determinării eforturilor în aripă.

Forța aerodinamică rezultantă în aripă este:

în care:

În (1.21) n este factorul de sarcină obținut din evoluția aeronavei, iar Cz și Cx sunt coeficentii de portanța și respectiv rezistență la înaintare penru aripa întreagă.

Forța masica ce acționează asupra aripii se determină cu formulă:

în care Gar și Gi reprezintă greutatea aripii în timpul zborului, respectiv greutățile echipamentelor și acroșajelor, iar n este factorul de sarcină.

Forța Fm acționează pe direcția rezultantei dintre greutate și forța de inerție. Întrucât forța de inerție este mult mai mare decât G, desigur că se ia pentru Fm direcția portanței P, care este normală la traiectorie.

Întregul calcul de rezistență se realizează considerând aripa drept bară supusă la încovoiere oblică, astfel încât forțele acționează după axele principale de inerție. În cazul profilelor simetrice, axele principale sunt coarda și normală la coardă. Forța normală pe aripa și cea care acționează în lungul corzi aripii sunt:

Aceste forțe sunt distribuite atât în avergură cât și în profunzime.

Dacă pe aripă sunt instalate și motoarele, la forțele din (1.24) se adaugă și componentele forței de tracțiune ca forțe concentrate ce actioanează local în secțiunea respectivă.

1.2.4 Scheme constructive ale aripii

Aripile aeronavelor din zilele noastre se disting printr-o varietate de forme constructive. Ele au evoluat de la aripa cu schelet “grindă cu zăbrele” și înveliș de pânză, la aripa de lemn cu înveliș de placaj, evoluând mai apoi la diferite tipuri de aripi metalice până la construcția integrală. Configurațiile constructive de aripă au fost împărțite în două categorii, ținând cont de gradul de participare a învelișului și a altor elemente la preluarea eforturilor, acestea fiind aripi cu înveliș ce nu lucrează și aripi cu înveliș portant. Această clasificare a fost făcută datorită faptului că tot timpul, construcția aripii a fost compusă din două feluri de elemente cu funcțiuni diferite și anume elemente pentru asigurarea formei și suprafeței aripii (scheletul constructiv) și elemente pentru asigurarea rezistenței și rigidității (scheletul de forță). Cu timpul însă, elementele constructive au devenit mult mai rezistente, înlocuindu-se pânza cu placajul sau tabla de duraluminiu, care pot prelua o parte din efort. La construcțiile metalice recente, s-a păstrat același criteriu de clasificare aripile fiind împărțite în două categorii: aripa cu lonjeroane și aripă-cocă sau monobloc. Între aceste două categorii principale, ar pute fi adăugată aripa cu lonjeroane și lise (semicocă) al cărei înveliș participă la încovoierea cu o rigiditate redusă (aprox 40%). În acest caz, încărcarea se face peste tensiunea critică a învelișului, astfel că aceasta se poate plia elastic.

În cazul aripii cu lonjeroane, învelișul este subțire, slab rigidizat și preia doar tensiunile tangențiale apărute în momentul de torsiune și forță tăietoare. Construcția cocă este o grindă cilindrică sau conică ai cărei pereți preiau tensiuni tangențiale sau normale, provenite datorită momentului de încovoiere, al celui de torsiune și de forță tăietoare. În construcția acestui tip de aripă se pot folosi lonjeroane mai puțin puternice, de dimensiuni și rigidități apropiate de cele ale liselor.

În cazul avioanelor de viteză mare, ale căror aripi trebuie să aibă profil subțire pentru a micșora rezistența de undă, construcția cocă este cea mai bună alegere. Deci, învelișul devine elementul de forță principal, iar noile construcții de aripă sunt studiate după felul elementelor de rigidizare:

Aripi cu lise: acest tip de aripi cu schelet longitudinal este larg răspândit la aparatele de zbor care au profil de aripă nu foarte subțire. Tipul de aripă prezentat este compus din unul sau două lonjeroane, lise și înveliș. La extrados, lisele pot fi mai dese decât la intrados, datorită faptului că tensiunile critice sunt, în mod normal mai mici decât cele de rupere. În cazul învelișului relativ subțire, nervurile se prind și de înveliș, dar și de lise. Acest tip de aripă se poate fabrica pe panouri separate, care se vor monta ulterior între ele. În acest caz, nervurile sunt formate din jumătăți separate, pentru intrados și pentru extrados.

Aripi cu rigidizare în formă de gofraj: în cazul acestor tipuri de aripi, dacă distanța dintre lise este prea mică, se folosește rigidizarea cu tablă ondulată, deoarece, din punct de vedere al fabricației și al greutății, este mult mai avantajos. În condițiile încălzirii aerodinamice la viteze mai mari de zbor, va fi folosit învelișul din tablă de oțel, care are o grosime foarte mică, în acest caz rigidizarea cu tablă ondulată fiind de asemenea avantajoasă. Îmbinarea tablei ondulate cu învelișul se face prin puncte de sudură, același principiu fiind aplicat și în cazul inimii lonjeronului.

Aripi compuse din panouri monolit: la aripile cu grosime relativă mică, construcția acestora cu lise nu este rațională, pentru că înălțimea necesară acestora este comparabilă cu înălțimea profilului, materialul folosit fiind prea aproape pe axa neutră. Astfel, aceste dezavantaje sunt înlăturate parțial prin folosirea construcției monolit. Panourile monolit constă din foi de înveliș, de cele mai multe ori având grosime variabilă, prelucrate dintr-o bucată cu nervurile de rigidizare, care țin locul liselor, lonjeroanelor, dar și a nervurilor. Panourile pot fi fabricate prin ștanțare, turnare, presare sau prelucrare mecanică. Acest tip de aripă prezintă unele avantaje cum ar fi diminuarea greutății, având piese mai puține și cu rezistență mare, suprafața fiind îmbunătățită, tehnologia de montaj fiind simplificată și costurile devenind din ce în ce mai mici.

Aripi cu rigidizare prin pereți multipli (multilonjeron): Tipul acesta de construcție se folosește la fel, în cazul aripilor cu grosime relativă mică. Nervurile și lisele vor fi absente, ceea ce permite mărirea grosimii învelișului, construcția fiind mai rezistentă la torsiune și forfecare. Tensiunile tangențiale apărute în urma încovoierii cu forță transversală pe înveliș sunt descărcate datorită numărului mare de pereți. Această metodă este mai folositoare decât cu nervuri, deoarece oferă un plus de rigiditate, participând la preluarea eforturilor.

Aripi cu înveliș din trei straturi (sandviș): în construcția aripilor de acest gen, momentul încovoietor este preluat aproape în întregime de către înveliș. Avantajul major constă în faptul că momentul de inerție crește, mărindu-se tensiunile critice ale învelișului și rigiditatea transversală. Este întâlnit că umplutură, sistemul fagure din metal sau din textolit. Construcția îmbinărilor panourilor din trei straturi, presupune unele cazuri particulare, legate de rezistența slabă a materialului de umplutură la comprimare și la forțe concentrate. Pentru întărirea acestor porțiuni ale panourilor, se folosesc adaosuri metalice din mase plastice sau alte materiale.

Aripi cu rigidizare din tablă ondulată: ca principiu, acest tip de aripă are un înveliș cu trei straturi, la care umplutura este din tablă ondulată, fiind asigurată rigidizarea longitudinală și cea transversală a învelișului. Tabla ondulată, în porțiunile dintre lonjeroane, se așează cu pliurile în lungul aripii pentru a prelua eforturile axiale. Pentru o menținere mai bună a profilului, în bordul de atac și de fugă, aceasta poate fi așezată transversal.

Aripi cu umplutură compactă: în cazul aripilor cu grosime relativă foarte mică, învelișul cu trei straturi nu ar putea fi folosit, pentru că stratul portant interior este prea aproape de axa neutră. Astfel, se folosește aripa cu umplutură compactă. Tensiunile critice ale învelișului se obțin datorită rezemării continue pe materialul de umplutură. Astfel, se poate evita rigidizarea suplimentară a învelișului.

2. CONFIGURAȚII ARIPA-FUSELAJ PENTRU AVIOANE MILITARE

2.1. Considerații generale

După definitivarea elementelor principale ale geometriei aripii și fuselajului, în vederea stabilirii configurației generale a avionului este necesar să se precizeze amplasarea aripii în înălțimea pe fuselaj; în principiu, sunt posibile trei soluții: aripă sus, aripă mediană și aripă jos.

În general, din punct de vedere al rezistenței la aceeași valoare a portanței se constată o comparație mult mai slabă a variantei “aripă jos”, în raport cu celelalte două soluții de amplasare considerate.

Este de remarcat rolul însemnat al racordărilor, mai ales la formulă “aripă jos” (racordări în planul aripii și în plane transversale pe axa longitudinală a fuselajului), care determină o creștere sensibilă a finetei aerodinamice la incidențe mari, precum și o creștere însemnată a coeficentului Czmax. De reținut că racordurile din planul aripii nu aduc ameliorări sensibile dacă îmbinarea aripă-fuselaj nu este corespunzătoare concepută ca, de exemplu, în cazul când bordurile aripii sunt normale pe suprafața fuselajului. Aceste concluzii sunt semnificative la avioane de mică viteză.

În regim compresibil racordarea bordului de atac al unei aripi are că efect principal creșterea numărului Mc prin mărirea locală a săgeții.

Pe de altă parte, în cazul mișcării nesimetrice componenta transversală a curentului de aer determină apariția, în aproprierea fuselajului, a unei componente normale pe planul aripii, care are ca rezultat o variație antisimetrică a unghiului de incidență în anvergură; dacă aripa este situate în partea superioară a fuselajului, pe semiplanul stâng are loc o creștere a incidenței, iar pe semiplanul drept o micșorare, ceea ce conduce la apariția unui moment negativ de ruliu. Efectul este similar cu cel al aripii prevăzute cu un unghi diedru pozitiv. Pentru “aripa jos” efectul este similar cazului aripii prevăzute cu diedru negativ.

Se observă, așadar, că amplasarea aripii pe fuselaj are consecințe semnificative îndeosebi asupra stabilității statice laterale afectând valoarea derivatei / .

Fig. 2.1 Cz pentru sitemul aripă-fuselaj Fig. 2.2 Unghiu diedru în funcție de 2R/b

În fig. 2.1 se dă variația acestei derivate cu coeficentul de portanță pentru un sitem aripă-fuselaj, considerându-se trei amplasări posibile aripă sus (curba 1), aripă mediană (curba 2) și aripă jos (curba 3). Comparativ se dau și valorile acestei derivate pentru aripa izolată fără diedru (curba 4) și pentru aripa izolată având diedrul ψv = 3˚ (curba 5); valorile au fost determinate experimental. Se observă că influența diedrului pozitiv este practice echivalentă cu amplasarea aripii în partea superioară a fuselajului. Efectul depinde de dimensiunile fuselajului în raport cu anvergură aripii și poziția aripii pe înalțime, așa cum se arată în fig. 2.2, în care se indică unghiu diedru echivalent unei poziții date a aripii pe fuselaj, în funcție de raportul 2R/b; cum s-a arătat, la valori pozitive ale unghiului ψv corespund valori positive ale raportului z/R și invers.

De asemenea, așa cum se arată în fig. 2.3, variația coeficentului de stabilitate statică laterală este determinată și de formă secțiunii fuselajului; variația derivatei / cu poziția aripii este obținută prin calcul.

Pe lângă aceste considerente, aripa sus prezintă avantajul reducerii distanței dintre fuselaj și sol, implicit al unei mai bune accesibilități și condiții mai bune de exploatare (încărcare/descărcare) la avioanele de transport; dacă motoarele sunt plasate pe aripă se reduce posibilitatea avariilor cauzate de aspirarea de obiecte tari de pe sol. Date fiind avantajele prezentate, aripa sus este aproape generalizată la avioanele cargo militare și civile.

Aripa sus prezintă și câteva neajunsuri, cum sunt necesitatea ranforsării părții ventrale a fuselajului în vederea aterizării forțate cu tren escamotat, necesitatea ranfrosării structurii fuselajului în punctele de prindere a trenului (dacă trenul este fix de fuselaj), complicații la escamotarea

Fig. 2.3 Variația coeficentului de stabilitate statică lateral

trenului, mai ales când este prins de aripă. Cele arătate conduc la sporirea greutății structurale.

În general, greutatea structurii avionului cu aripa sus este cu 2,5-3% mai mare ca a avionului cu aripa jos, dacă trenul de aterizare se escamoteaza complet în fuselaj și cu 0,7-1% mai mare, în cazul escamotării trenului în aripă.

Observațiile menționate, mai ales cele legate de dimensiunile trenului principal de aterizare, când se impune escamotarea acestuia în aripă, au de multe ori o pondere mare, astfel că la multe avioane civile de transport, că și la avioane de luptă se întâlnește soluția “aripă jos”.

2.2 Avioane militare cu configurație “aripă-sus”

2.2.1 Avionul C-27J Spartan

Fig. 2.4 C-27J Spartan-reprezentare în triplă vedere

Fig. 2.5 C-27J Spartan în zbor rectiliniu

Caracteristici generale:

Echipaj………………………………… minim 2, pilot si copilot

Capacitate………………….60 militari sau 46 parașutiști

Lungime………………………………. 22,7 m

Anvergură……………………………… 28,7 m

Înălțime………………………………… 9,64 m

Suprafața aripii…………………………… 82 m2

Greutate……………………………… 17000 kg

Greutatea maximă la decolare………………… 30500 kg

Sarcina utilă maximă…………………………. 11500 kg

Motor……… 2 x Rolls-Royce AE2100-D2A turbopropulsor, 3460 kW

Elice……… 6 pale Dowty Propeller 391/6-132-F/10, 4,15 m

Descriere generala a avionului C-27J Spartan

Avionul C-27J Spartan a fost dezvoltat prin legătură dintre cele două mari firme Alenia și Lockheed Martin. Acesta este un avion multirol ușor-mediu de transport, proiectat special pentru operațiunile militare, capabil să efectueze misiuni tactice și de sprijin. Acesta este un concept pentru a efectua transportul de marfă și trupe, a încărcături livrată cu ajutorul parașutări, parașutișitiilor de înaltă și joasă altitudine, salvare și supraveghere aeriană, în toate condițiile de vreme și fără ajutorul sprijinului de la sol.

Aeronava, bazată pe corpul aeronavei Aeritalia G 222 / C-27A, este caracterizată având aripa plasată sus, iar trenul de aterizare triciclu retractabil, fuselajul complet presurizat care dispune de un compartiment de marfă mare interoperabil, în spate are o rampă pentru descărcarea/ încărcarea mărfii și livrarea aeriană plus două uși laterale pentru parașutiști.

Trenul de aterizare este încorporat cu un sistem de ridicare cu cricuri, care oferă capacitatea de a ajusta încărcarea și descărcarea marfuriilor de mare greutate.

În ceea ce privește areonava de bază, Forțele Aeriene Italiene au inclus un număr de opțiuni suplimentare, cum ar fi sistemul de realimentare în zbor, un sistem de protecție automat inclusiv de avertizare radar, sistem de avertizare laser, avertizare anti-rachetă și sistemul chaff and flare.

Performanțe:

Viteza maximă…………………………………… 602 km/h

Viteza de croazieră………………………………. 583 km/h

Distanța cu 6000 kg la bord ……………………… 4130 km

Plafon serviciu……………………………………. 9144 m

2.2.2 Avionul C-130 Hercules

Fig. 2.6 C-130 Hercules-reprezentare in tripla vedere

Fig. 2.7 C-130 Hercules in zbor rectiliniu

Caracteristici generale:

Echipaj……………. 5 membri (2 piloți, navigator, inginer de zbor si loadmaster)

Capacitate…………… 90 militari sau 64 parașutiști

Capacitatea de încărcare ………………… 20400 kg

Lungime…………………………………. 29,8 m

Anvergură………………………………… 40,4 m

Suprafața aripii……………………………… 162,1 m2

Greutate…………………………………… 34400 kg

Greutatea maximă la decolare…………… 70300 kg

Motor…………………… 4 x Allison T56-a-15 turbopropulsoare, 3430 kW

Elice……………………… 4 x Hamilton Sundstrand, 4,1 m

Descriere generala a avionului C-130 Hercules

Avionul Lockheed C-130 Hercules este în totalitate construit din metal, monoplan, cu aripă sus, de rază lungă. Aeronava poate asigura rapid transportul de persoane sau mărfuri prin parașutare sau aterizare la sol. Avionul poate fi folosit că transport tactic putând transporta un număr de 92 de militari sau 64 de parașutiști, dar poate fi folosit cu ușurință la salvare și supraveghere aeriană. Acesta când este folosit la salvare, poate transporta un număr maxim de 74 de răniți. Există prevederi în condiții normale în care avionul poate transporta un număr maxim de 80 de persoane dacă acesta zboară deasupra apei. Avionul poate decola și ateriza de pe o pistă scurtă, și poate fi folosit pe piste de aterizare din teatrele de operați.

Puterea este furnizată de 4 motoare Rolls-Royce T56 turbopropulsoare motoare cu viteză constantă. Există prevederi pentru utilizarea unităților de ATO montate la exterior pentru a oferi un impuls suplimentar pentru decolare. Fiecare motor are 4 pale Hamilton Sundstrand, cu viteză constantă și elice cu pas variabil.

Fuselajul este împărțit în compartimentul stație de zbor și de marfă, și poate fi complet presurizat având și aer condiționat.

Performanțe:

Viteza maximă……………………………… 592 km/h

Viteza de croazieră………………………… 540 km/h

Distanța maximă…………………………… 3800 km

Plafon serviciu……………………………… 10060 m

Rata de urcare……………………………… 9,3 m/s

Distanța de decolare: ……………….1093 m la G = 70300 kg

2.3 Avioane militare cu configurație “aripă-mediana”

2.3.1 Avionul F-16 Fighting Falcon

Fig. 2.8 F-16 Fighting Falcon-reprezentare în triplă vedere

Fig. 2.9 F-16 Fighting Falcon în zbor rectiliniu

Caracteristici generale:

Echipaj………………………………………… 1

Lungime……………………………………… 15,06 m

Anvergură……………………………………. 9,96 m

Înălțime……………………………………… 4,88 m

Suprafața aripii……………………………… 27,87 m2

Greutatea…………………………………… 8570 kg

Greutatea maximă la decolare……………… 19200 kg

Cantitatea de combustibil maximă…………. 3200 kg

Motor…………… 1 x General Electric F110-GE-129

Descriere generala a avionului F-16 Fighting Falcon:

La aeronavele F-16, materialele utilizate pentru construcție oferă o structură extrem de eficentă, ușoară și robustă a corpului. Cadrul principal cuprinde scheletul structural principal al fuselajului. Construcția de bază are o natură convențională: o structură semimonococa a cadrelor din aluminiu, prelungiri și grinzi construite din aluminiu. Fuselajul are un design modular și constă dintr-o secțiune frontală, centrală și posterioară. Abordarea modulară de proiectare, în care sunt proiectate fuselajul frontal, admisia, fuselajul central, fuselajul din spate, ampenajul și aripile, permite ușurința întreținerii și modernizarea tehnologiei. Flap-eleroanele, stabilizatorele orizontale, aripioarele centrale și 80% din ansamblurile trenului de aterizare principal sunt interschimbabile. Fuselajul de bază este format din tablă, rigidizate de cadrele și lonjeroanele din tablă.

Suprafața aripii este formată dintr-o singură placă prelucrată. Construcția aripilor este limitată de suprafețele de control, direcție, stabilizatoarele orizontale și structura secundară. Materialele corpului constau în următoarea compoziție: 83% aluminiu, 5% oțel, 2% titan și 10% alte materiale (adică, miez de fagure, folii tansparente și adeziv). Principala suprafață de oțel se află la trenul de aterizare. Aluminiul este folost pentru axul pivotant al stabilizatorului orizontal și la diverse accesorii. Aproximativ 70% din dispozitivele de fixare a cadrului aeronavei sunt nituri convenționale.

Structura aeronavei este un ansamblu modular, format din fuselajul frontal, fuselajul central, fuselajul anterior, ampenajele și aripiile.

Cadrul principal. Acest cadru este schelet primar al fuselajului compus din pereți etansi, cadre, caneluri, grinzi etc., care constituie substructure fuselajului.

Structura auxiliară. Aceasta este structura secundară a fuselajului, situate în compartimentul echipajului și constă în structura consolelor amblasate în stânga și dreapta cabinei și structura panoului de instrumente.

Elemetele de ajustare. Acestea sunt anumite montaje și suporturi amplasate în structura fuselajului pentru fixarea și susținerea suprafețelor de comandă, a motorului, a cupolei, a structurii și a anumitor echipamente din cadrul fuselajului. Acestea includ elemente cum ar fi fitinguri și suporți pentru atașarea motorului, suporți de blocare a cupolei și fitinguri pentru balamale, ansambluri de susținere a scaunelor și suporturi de acționare a flaperonului.

Carenaje aerodinamice. Acestea cuprind partea din față a fuselajului, carenajele fixe ale cupolei și jgheabul de evacuare al motorului.

Pilonii si depozitele externe. Aceștia cuprind stâlpii și depozite externe care se atașează la fuselaj și la rezervorul extern de combustibil care se atașează la unul dintre stâlpi, dar și suporții de la uși și de la capacele de acces.

Frâne aerodinamice. Acestea sunt situate pe partea stânga și pe partea dreaptă a duzei motorului, la capătul brațului exterior al corpului fuselajului posterior. Acestea sunt alcătuite din aliaj de aluminiu turnat, care sunt articulate la marginea exterioară și funcționează în mod clapetă.

Ansamblul fuselajului din față conține stația echipajului, cupola, compartimentele de echipament, rezervorul de combustibil F1 și conul avionului. Conul este un jgheab din fibră de sticlă care este articulat pe peretele frontal. Partea frontală a fuselajului cuprinde toată structura din față stației de fuselaj, cu excepția orificiului de intrare a aerului pentru motor. Această ansamblu constă din structura de bază a fuselajului frontal, conul avionului și cupola. Structura de bază a fuselajului frontal cuprinde compartimentele de echipament și stațiile echipajului. Este o structură încărcată ușor fabricată în principal din aliaj de aluminiu.

Ansamblul fuselajului central constă în pereți etanși primari care susțin conductele de aer ale motorului și suprafața exterioară. Stabilitatea la încovoiere este asigurată de canelurile și grinzile longitudinale. Acești pereți etanși sunt construiți din unul sau mai multe segmente prelucrate integral. Pereții de compartimentare asigură o barieră dublă pentru scurgerea de combustibil între rezervorul F-2 și compartimentul pentru muniții.

Ansamblul fuselajului posterior este alcătuit din structura de susținere ventrală, suportul pentru montare a motorului din spate, închiderea pentru combustibilul din spate și susținerea stabilizatorului vertical. Cadrele intermediare oferă un support suplimentar suprafeței exterioare. Fasciculul exterior de închidere, o continuare a fasciculului de atașare a aripii în fuselajul central, servește ca suport pentru lagărul exterior al stabilizatorului orizontal și al frânei aerodinamice.

Aripile constau din două ansambluri (stânga și dreapta). Fiecare ansamblu de aripă este alcătuit din cutia structurală a aripii, clapa de margine anterioară, flap-eleronul din margine posterioară și un panou lateral de margine de tracțiune. Aripile se atașează la fuselaj prin intermediul unor accesorii externe din aliaj de aluminiu. Întregul ansamblu al aripilor servește drept rezervor integrat de combustibil. Suprafața superioară și cea inferioară sunt plăci din aliaj de aluminiu prelucrate dintr-o singură piesă care acoperă structura principală a cadrului.

Suprafața aripii este alcătuită din aliaj de aluminiu și miez de fagure de aluminiu complet în adâncime.

Interiorul aripii. Cinci puncta de fixare ale dispozitivului de acționare sunt prevăzute pe racordul frontal pentru atașarea flapsului. Se montează trei racorduri de fixare pe balamale pentru atașarea flap-eleroanele. Întreagă cutie structurală a aripii servește că rezervor integrat de carburant. Interiorul aripii conține toate componentele necesare transferului de combustibil atât din rezervorul de combustibil, cât și din rezervorul de combustibil montat în stâlp.

Flapsul bordului de atac. Clapeta se atașează la lonjeronul frontal al aripii prin intermediul a patru actuatoare rotative și o balama pe capătul exterior. Servomotoarele rotative includ un tren planetar cu două trepte, acționat de arbori de cuplu rigizi de la o unitate centrală de acționare situată în fuselaj.

Flaperonul. Acesta este o suprafața principală de comandă care oferă în același timp atât funcția eleronului, cât și cea a flapsului. Flaps-eleronul are o bracare de 20 de grade în jos și 23 de grade în sus pentru eleron și între 0 și 20 de grade în jos la flaps. Secțiunea interioară a flaperonului este o secțiune profilată expandată, construită din aliaj de aluminiu prelucrat. Secțiunea exterioară este un ansamblu de aluminiu lipit constând dintr-un lonjeron frontal și un miez de fagure cu adâncime mare. Flaperonul este susținut de trei balamale de-a lungul lonjeronului din spate și o piesă de montare în interiorul pârghiei care reacționează la sarcinile actuatorului.

Elementele de ajustare ale aripii. Aripiile sunt atașate fuselajului în opt puncte de acroșare, patru pe partea superioară și patru pe cea inferioară. Aceste dispozitive sunt fixate pe pereții etanși ai secțiunii centrale a cadrului aeronavei cu câte două șuruburi fiecare. Ajutajele sunt situate la șase locații și sunt acoperite de panouri din aliaj de aluminiu detașabile. Ajutajele superioare și inferioare din cele patru locații ale lonjeroanelor centrale transferă forță de forfecare a arcului și forțele de încovoiere în fuselaj.

Fuselajul este alcătuit din cadrul principal, structură auxiliară, suprafață, elemetele de ajustare, carenajele aerodinamice, orificiile de intrare a motorului, stâlpii și depozitele externe și frână aerodinamică. Cadrul principal cuprinde scheletul structural principal al fuselajului. Construcția de bază are o natură convențională: o structură semimonococa a cadrelor, liselor și lonjeroanelor din aluminiu. Fuselajul are un design modular și constă dintr-o secțiune frontală, centrală și posterioară. Abordarea modulară de proiectare, în care fuselajul frontal, admisia, fuselajul central, fuselajul posterior, ampenajul și aripile sunt concepute ca module, ce permit ușurință întreținerii, dezvoltării și modernizării. Flaperoanele, stabilizatorii orizontali, aripioarele ventrale și 80% din trenul de aterizare principal sunt interschimbabile.

Performanțe:

Viteza maximă…………………… 2 Mach (2120 km/h)

Raza de luptă……………………… 550 km

Distanța maximă…………………… 4220 km

Plafon serviciu……………………… 15300 m

Rata de urcare……………………… 50000ft/min (254 m/s)

încărcătura în aripă………………… 431 kg/m2

Tracțiune/Greutate…………………. 1,095

Factorul G…………………………… +9.0 g

2.3.2 Avionul HAL Tejas

Fig. 2.10 HAL Tejas-reprezentare in tripla vedere

Fig. 2.11 HAL Tejas in viraj

Caracteristici generale:

Echipaj……………………………………… 1

Lungime…………………………………… 13,20 m

Anvergură…………………………………. 8,20 m

Înălțime……………………………………. 4,40 m

Suprafața aripii……………………………… 38,4 m2

Greutate……………………………………… 6560 kg

Greutatea maximă la decolare……………… 13500 kg

Capacitatea combustibilului internă…………… 2458 kg

Motor………………… 1 x General Electric F404-GE-IN20 turbojet.

Descriere generala a avionului HAL Tejas

Avionul HAL Tejas este un avion indian monoloc, cu motor jet, multirole de luptă proiectat de Agenția Aeronautică de Dezvoltare (ADA) și compania Hindustan Aeronautics Limited (LAD) pentru Forțele Aeriene și Navale Indiene. Aeronava are o configurație compusă din aripă delta și ampenaj scurt, care prevede o manevrabilitate ridicată. Aeronava a fost dezvoltată prin programul Light Combat Aircraft, care a început încă din anii 1980 pentru a înlocui avioanele de luptă MiG-21. Light Combat Aircraft a fost numit oficial Tejas în 2003, cee ace înseamnă Radiant proclamată de prim-ministrul Atăl Bihari Vajpayee.

Aeronava Tejas are o configurație aripă delta dublă (intradosul are o curbură de 50˚, extradosul are o curbură de 62,5˚ și partea din față a ampenajul de 4˚), fără coadă sau canard, cu o singură derivă. Avionul este integrat cu anumite tehnologii cum ar fi flexibilitatea stabilității statice, sistemul de control fly-by-wire, multi mod radar, un sistem de avionică digital integrată. Tejas este cel mai mic și mai ușor din categoria avioanelor de luptă supersonice din perioada contemporană.

Tejas este al doilea avion de luptă supersonic dezvoltat de compania Hindustan Aeronautics Limited după HAL HF-24 Marut. Din 2016 Tejas MK1 a fost în producția Forțelor Aeriene Indiene, iar versiunea năvală este în curs de testare pentru Forțele Navale Indiene. Proiectul pentru Forțele Aeriene Indiene era acela de a avea un număr de 200 de avioane în simplă comandă și 20 de avioane în dublă comandă, iar pentru Forțele Navale un număr de 40 de avioane în simplă comandă. Prima unitate Tejas a fost formată la 1 iulie 2016 în Squadron IAF Flying Daggers cu 2 aeronave.

Avionul de luptă Tejas este construit din aliaje aluminiu-litiu, materiale compozite cu fibre de carbon și oțeluri aliate cu titan. Aeronava Tejas utilizează peste 45% din greutatea corpului aeronavei din materiale compozite cu fibre de carbon, inclusiv fuselajul, aripile, profundoarele, stabilizatorul, deriva, frânele aerodinamice și ușile trenului de aterizare. Materialele compozite sunt utilizate pentru a face aeronava mai ușoară și mai puternică în același timp comparate cu cele în totalitate din metal, forța de muncă la Light Combat Aircraft este una dintre cele mai mari din clasa aeronavelor contemporane. În afară de a face aeronava mai ușoară, există, de asemenea, mai puține îmbinări și mai puține nituri, crescând fiabilitatea aeronavei și scăzând suscetibilitatea la fisuri structurale. Stabilizatorul este construit dintr-o structură de tip fagure monolit, reducând costurile cu 80%. Tejas este singura aeronavă care are stabilizatorul construit dintr-o singură bucată.

Utilizarea materialelor compozite a dus la reducerea cu 40% numărului total de părți, inclusiv jumătate din elementele de fixare necesare fiind fabricate din materiale compozite, în comparație cu un cadru metalic. Fabricarea aeronavei din metale compozite a dus la evitarea aproximativă a 2000 de găuri forate în corpul aeronavei. Greutatea aeronavei fiind redusă cu 21%. În timp ce fiecare dintre acești factori pot reduce costurile de producție, un avantaj suplimentar și economic semnificativ de costuri, acesta se realizează în mai scurt timp necesar pentru asamblarea aeronavei în 7 luni, în comparație cu o aeronavă folosind un corp metalic, care se asamblează în 11 luni.

Performanțe:

Viteza maximă……………………………… 1,8 Mach (2205 km/h)

Raza de luptă………………………………… 500 km

Distanța maximă……………………………… 1700 km

Plafon serviciu………………………………… 16000 m

încărcătura în aripă……………………………. 247 kg/m2

Tracțiune/Greutate……………………………. 1,07

Factorul G……………………………………… +8/-3,5 g

2.4 Avioane militare cu configurație “aripă-jos”

2.4.1. Avionul IAR-99 Soim

Fig. 2.12 IAR-99 Soim-reprezentare în triplă vedere

Fig. 2.13 IAR-99 Soim în zbor rectiliniu

Caracteristici generale:

Aeronava:

Lungime……………………. 11,009m

Anvergură…………………… 10,160m

Înălțime……………………… 3,866m

Unghi staționar………………. 13˚30’

Aripa:

Profil aerodinamic…………… NACA 64A-2/2

Suprafața……………………… 18,6m2

Anvergură……………………… 9,85m

CMA…………………………… 1,963m

Unghi de calare………………… 1˚

Unghi diedru…………………… 3˚

Descriere generala a avionului IAR-99

Este un avion monoreactor, școală antrenament și atac la sol, cu două posturi de pilotaj în tandem și este echipat cu un M.T.R. tip Viper 632-41, cu tracțiune T= 1814 kgf.

Structura este complet metalică și alcătuită din:

fuselajul de tip semimonococa, cu structură clasică și mixtă, cu elemente din panourile de tip fagure, cadre, lise, lonjeroane și înveliș de aliaj de Al și elemente de legătură din oțel înalt aliat;

aripă trapezoidala dreapta plasată jos având o construcție integral metalică, semimonococa cu nervuri, 2 lonjeroane, lise și panouri de înveliș, conform schemei constructive de aripă bilonjeron, prinsă de fuselaj în patru puncte. Pe fiecare semiaripă sunt câte două rezervoare de combustibil integrate cu o capacitate totală de aproximativ 230 litri.

Performanțe:

Greutatea în configurația de decolare…. 4400kgf

Lungimea de rulare la decolare………… 660m

Lungimea de rulare la aterizare………… 450m

Vasc……………………………………… 32m/s la H=0

Vmax zb.…………………………………. 850 km/h la H=0

Nr. Mach max…………………………. 0,785 la 10.000m

Plafon serviciu…………………………. 14800m.

3. CARACTERISTICILE AERODINAMICE ALE CONFIGURAȚIEI ARIPĂ-FUSELAJ

3.1. Introducere

Metodele de calcul și datele prezentate în capitolele anterioare se referă la caracteristicile aerodinamice ale componetelor avionului, considerate izolate în curentul de aer.

Caracteristicile aerodinamice ale unui aparat de zbor format din fuselaj, suprafețe aerodinamice de diverse tipuri și funcțiuni, sistem de propulsie și elemente pasive nu pot fi obținute prin simplă însumare a caracteristicilor acestor organe componente considerate izolate, fiind necesar să se ia în considerație interacțiunile aerodinamice dintre acestea. Se are în vedere că spectrul curgerii în jurul fiecărui organ este afectat de prezența celorlalte elemente învecinate ale avionului, fiind, în unele cazuri mult diferit față de spectrul curgerii în jurul corpului respectiv considerat izolat; are loc modificarea atât a incidenței locale, cât și a vitezei curentului de aer în domeniul corespunzător fiecărui element component, față de valorile ce caracterizează curentul de aer de la infinit amonte.

Abordarea problemei în ansamblu, pentru întregul aparat de zbor, este extrem de dificilă; programele de calcul întocmite pentru simularea numerică a curgerii implică folosirea unor calculatoare de capacitate cel puțin medie, suficient de rapide, chiar în cazul unor configurații simple, schematizate. Procedeul are avantajul că furnizează, pe lângă caracteristicile globale, distribuția forțelor aerodinamice pe suprafața aparatului de zbor, element necesar în studiul solicitării structurii.

Metodele numerice actuale, au la bază, de regulă, conceptul curgerii potențiale; caracteristicile aerodinamice globale furnizate pe această cale, necesare studiilor de performanțe și calități de zbor, proiectării sistemelor de comandă automată a zborului etc. nu conțin efectele curgerii din stratul limită (frecări, desprinderi etc.), care pot deveni foarte importante în anumite regimuri de mișcare, având astfel o valabilitate limitată. Considerarea curgerii potențiale în corelație cu cea din stratul limită, în cadrul unei teorii neliniare, face posibilă simularea cât mai realistă a fenomenelor aerodinamice, cu rezultate de valabilitate și precizie comparativ cu cele furnizate de instalațiile experimentale. Abordarea studiului aerodinamic al aparatului de zbor în această manieră devine posibilă în măsură introducerii în circuitul operațional a unor generații viitoare de calculatoare ultrarapide, de mare capacitate, care vor putea astfel chiar înlocui instalațiile experimentale.

În cele ce urmează, se prezintă detalii privind aspectele majore ale interacțiunilor aerodinamice, considerându-se modele simplificate care constau în analiză separate a interacțiunilor aerodinamice dintre aripă și fuselaj, dinstre aripă și ampenajul orizontal, influența sistemului de propulsie, efectul solului și se fac unele considerații privind calculul caracteristicilor aerodinamice globale ale avionului.

Metoda are în primul rând avantajul că evidențiază ponderea diverșilor parametri ai organelor aparatului de zbor în intensitatea interferențelor aerodinamice dintre acestea, cu concluzii de mare utilitate în procesul de proiectare.

Unele relații se bazează pe rezultate teoretice cu diverse corecții determinate experimental, iar altele sunt pur și simplu obținute prin prelucrarea rezultatelor din numeroase experiențe, ceea ce conferă metodelor prezentate un grad înalt de valabilitate, cel puțin în faza de anteproiect.

Studiile definitive de proiectare impun însă determinarea pe cale experimentală a acestor caracteristici în tunele aerodinamice sau prin încercări în zbor.

3.2. Interacțiunea suprafață portanța-fuselaj

3.2.1. Considerații generale

Spectrul complex al curgerii în jurul sistemului aripă-fuselaj poate fi schematizat considerând, în primă aproximație, că fuselajul se află în câmpul de viteze induse de aripă și invers. Astfel, în cazul fuselajului, peste câmpul de viteze corespunzătoare corpului izolat se suprapune, câmpul vitezelor induse de aripă în lungul fuselajului (fig. 3.1); în consecință, fuselajul se va afla într-un curent de aer cu incidență variabilă αf = α + Δα(x), unde Δα(x) este incidența indusă de aripă. Cât privește curgerea în jurul aripii, se are în vederea normal cu viteză Vsinα ~ Vα în jurul fuselajului (fig. 3.1). Considerând curgerea potențial cu viteză Vsin α în jurul cilindrului infinit, în punctul y = R, z = 0 viteză curentului devine egală cu 2V sin α, iar pentru y > R este dată de:

Fig. 3.1 Câmpul vitezelor induse de aripă în lungul fuselajului

Dacă aripa este montată în planul median al fuselajului, această component transversală a curentului de aer conduce la deflectarea curentului de aer în sus cu un unghi εf, variabil în anvergură, dat de:

astfel că influență curentului de aer într-un punct de pe anvergură devine

prin urmare, în secțiunea din încastrare incidența devine α* = 2α iar pe măsura îndepărtării de fuselaj incidența scade către valoare de la infinit amonte.

3.2.2. Portanța sistemului aripă-fuselaj

În cazul aripii de alungire mare (λ > 6) dacă se adoptă schema linie portantă cu χ25 = 0 și fuselaj cilindric de lungime infinită, cu ipoteza unei circulații constante în anvergură, se obține pentru portanța sitemului aripă-fuselaj (aripă mediană), Pαf, următoarea expresie:

unde Pα este portanța aripii izolate formată din cele două console și porțiunea cuprinsă în fuselaj

Pentru aripi de alungire mare (λ > 6) și fuselaje de grosimi relativ mici raportul Pαf/Pα este apropiat de unitate, astfel că în calculele de anteproiect se poate consideră că portanța sistemului aripă-fuselaj este aproximativ egală cu portanța aripii izolate, considerând că suprafața portantă și porțiunile de aripă cuprinse în fuselaj, adică

Această regulă se aplică pentru orice poziție a aripii pe fuselaj (aripă mediană, aripă sus sau aripă jos).

Interferența suprafață portantă-fuselaj devine însemnată în cazul aripilor de alungiri mici. Dacă se consideră mai întâi că planul aripii conține axa fuselajului direcția forței normale a suprafeței portante coincide cu cea a fuselajului, astfel că forță normală a sistemului aripă-fuselaj, (Fn)αf (forță normală pe axa fuselajului) se exprimă prin:

unde Fnf este forță normală corespunzătoare fuselajului, Fnα, forță normală a aripii reduse izolate (aripa formată prin alipirea celor două semiplanuri exterioare fuselajului), având alungirea λ` și suprafața S`;(ΔFnα)f este creșterea forței normale a aripii datorită prezenței fuselajului, iar (ΔFnf)α, forța normală indusă de aripă pe fuselaj.

În mod curent, modulele acestor vectori se exprimă prin:

unde kα este un coeficient de interferență pentru aripă, exprimând raportul dintre forța normală(portanța) pe aripă în prezența fuselajului și forța normală(portanța) aripii reduse izolate, iar kf, un coeficient de interferență pentru fuselaj, dat de raportul dintre creșterea forței normale a fuselajului în prezența aripii și forța normală a aripii reduse izolate.

Cu aceste notații relația (3.7) devine:

sau

unde kaf este un coeficient global de interferență:

reprezentând forța normală a aripii în prezența fuselajului inclusiv forța indusă de aripă pe fuselaj, raportate la forța normală a aripii reduse izolate.

Pentru calculul coeficienților de interferență se studiază un model simplificat considerându-se distribuția de presiune corespunzătoare fuselajului cilindric subțire de lungime infinită (practic, foarte lung astfel că b2/Lf2 < 1), prevăzut cu o aripă delta (placă plană), montată în poziție mediană, cu unghi de calaj nul. De asemenea, se consideră fluidul ideal, iar în planele perpendicular pe axa fuselajului curgerea rămâne subsonică, condiție îndeplinită la numere Mach și incidențe nu prea mari.

Se obțin următoarele expresii pentru coeficienții de interferență teoretici, stabiliti cu simplificările menționate, pe care îi vom nota cu kα, kf și kαf:

în care

De asemenea din (3.11) și (3.12) rezultă:

unde derivata Cnαα corespunde coeficentului forței normale a aripii triunghiulare reduse, de alungirea λ` (aripă izolată), iar Df = Df/b unde Df este diametrul fuselajului în dreptul suprafeței aerodinamice, iar b, anvergura aripii montate pe fuselaj (b = b` + Df).

Se observă că dacă se ia pentru Cnαα valoarea dată de formula:

ceea ce corespunde aripilor delta de alungiri foarte mici sau aripilor triunghiulare de orice alungire la numere Mach apropiate de unitate, relațiile (3.11), (3.12) și (3.15) capătă forma:

a căror reprezentare este dată în fig. 3.2.

Fig. 3.2 Forma relațiile (3.11), (3.12) și (3.15)

Pentru coeficienții kα și kf se pot folosi în unele estimări rapide și expresiile

care pentru Df > 0,3 diferă cu cel mult 10% față de valorile obtinule cu (3.17).

În calculul coeficentilor de interferență kα, kf si kαf se au în vedere valorile teoretice date de (5.16) corectate pe baza unor rezultate experimentale, după cum urmează:

Influența trapezoidalitatii aripii. Valorile date de (3.17) concordă în bune condiții cu rezultatele experimentale. Pe de altă parte, este de observat că pe măsură ce crește raportul de trapezoidalitate, r – la o aripă de aceeași anvergură și alungire – cea mai mare parte a suprafeței va fi situate în zona în care incidența α* dată de (3.21) are valori mari.

Se indică relații empirice de dependență a coeficienților de interferență de raportul de trapezoidalitate, astfel, se scrie

unde kα, kf sunt dați de (3.18), iar coeficientul de corecție, vtr, se calculează cu formula:

Influența stratului-limită de pe fuselaj. Se are în vedere că grosimea stratului limită de pe fuselaj crește spre partea posterioară a acestuia, atingând valori însemnate. Dacă δ* este grosimea stratului limită în zona aripii, în studiul curgerii potențiale trebuie considerat că fuselajul are diametrul Df* = Df + 2δ*. Așadar, pe de o parte se micșorează aria aripii aflată în domeniul vitezelor induse de fuselaj, iar pe de altă parte, diametrul relativ al fuselajului crește de la valoarea Df la valoarea

unde

În final, considerând că arie de referință suprafața aripii reduse S`, se poate scrie

unde factorul de corecție vsl este dat de:

în care se indică următoarea expresie:

Coeficientul vsl este întotdeauna mai mic decât unitatea, ceea ce înseamnă că efectul miscsorarii suprafeței active a aripii este mai însemnat decât cel al măririi diametrului fuselajului.

Grosimea δ* a stratului limită se calculează la jumătatea corzii de la încastrare, adică la distanța L1 de vârful fuselajului:

unde x0 este distanța față de vârf a bordului de atac al profilului de la încastrare, iar ci – coarda aripii la încastrarea în fuselaj.

Pentru un calcul expeditiv se poate folosi formula aproximativă, corespunzătoare stratului limită turbulent, fără transfer de căldură:

relație care poate fi folosită pentru gama de viteze 0 < M < 15.

Influența stratului limită este cu atît mai mare cu cât aripa este plasată la o distanță mai mare de vârful fuselajului și cu cât mărimile Df, r, M sunt mai mari.

Influența compresibilitatii. Pentru numere Mach mici (M < 2) valorile obținute pentru coeficienții de interferență cu formulele (3.18) concordă bine cu experiența. În regim supersonic avansat sau hipersonic se constată abateri sistematice ale valorilor experimentale față de cele calculate. În acest sens se introduce un coeficient de acord cu experiența vM astfel încât:

În fig. 3.3, sunt date valorile coeficientului vM în funcție de numărul Mach.

Pentru M ≤ 5 se poate folosi, de asemenea, formula empirică:

Influența lungimii fuselajului anterior. Cele arătate până aici, ca și expresiile coeficienților de interferență (3.18) au la bază ipoteza că în planele perpendicular pe axa fuselajului câmpul vitezelor transversale este același, ceea ce presupune o lungime infinită, practic foarte mare, a fuselajului. Cu cât partea de fuselaj din față aripii este mai scurtă având, evident, abateri față de forma cilindrică, cu atât ipoteza menționată este mai puțin respectată. Ca urmare, valorile forțelor normale pe aripă și fuselaj vor fi mai mici decât cele obținute cu formulele (3.18).

Relativ la acest aspect se introduce un factor de corecție vl privind lungimea finită a părții anterioare a fuselajului. Se dă formula empirică:

și formula:

unde

în care L1 este dat de relația (3.26). De remarcat că pentru valori mari ale lui L1 (L1 > 15-20) ambele formule dau vl ~ 1, ceea ce reflectă faptul că valorile date de (3.17) sunt bine verificate experimental.

Frânarea curentului de aer. În cazul curgerii supersonice în jurul unui fuselaj cu vârf ascuțit se produce o pierdere de presiune caracterizată de coeficientul de restabilire a presiunii, determinat de numărul M si λv (alungirea vârfului fuselajului).

Fig. 3.3 vM în funcție de numărul Mach Fig. 3.4 coeficientul de frânare in functie de λv

unde σ este raportul dintre presiunea într-un punct arbitrar de pe zona cilindrică și presiunea totală din fața undei de șoc, astfel că

unde vf este coeficientul de frânare a curentului de aer datorită undei de șoc formată în vârful fuselajului. Valorile coeficientului vf se pot obține din fig. 3.4 în funcție de alungirea vârfului considerat conic, λv, la diferite numere Mach.

Dacă vârful fuselajului nu este conic se calculează (Cxu)v pentru forma dată a vârfului fuselajului și apoi se găsește alungirea λv a conului pentru care rezultă același coeficient de rezistență; cu valoarea λv astfel calculată la Mach corespunzător regimului de zbor se obține coeficientul de frânare vf din fig. 3.4.

Aripa de mică alungire, specifică avioanelor de mare viteză, mai ales rachetelor cu aripi, se află integral în curentul de aer caracterizat de numărul Mach M1 < M. De acest fapt trebuie să se țină seama în calculul forțelor și momentelor aerodinamice date de aripă. De exemplu, portanța aripii reduse va fi dată de:

unde coeficientul Cz este calculat la numarul Mach M1 (s-a notat cu α viteza sunetului).

Întrucât toate forțele și momentele aerodinamice se exprimă în final prin intermediul presiunii dinamice de la infinit amonte, se poate scrie:

De notat că în cazul ampenajului orizontal este necesar să se ia în considerație și frânarea curentului de aer produsă de aripă.

Influența lungimii fuselajului posterior. În calculul forței normale indusă de aripă pe fuselaj, (ΔFnf )α, respectiv la determinarea coeficientului de interferență kf, s-a considerat că

influența aripii se exprimă prin distribuția de presiuni suplimentare de pe tronsonul de fuselaj definit de coarda la încastrare a aripii (între planele A-A și B-B din fig 3.5). Această aproximație este acceptabilă în regimul subsonic și chiar transonic.

Fig. 3.5 Influența lungimii fuselajului posterior

La viteze supersonice însă, zona de influență a fiecărui plan portant este definită de liniile Mach duse din bordul de atac și din bordul de fugă ale profilului de la încastrare (liniile elicoidale AA’ și BB’ din fig. 3.5) a căror înclinare față de generatoare este egală cu unghiul dat de :

Această zona de influență în avalul aripii este cu atât mai extinsă cu cât numărul Mach este mai mare, ceea ce se va reflectă asupra valorii forței normale (ΔFnf)α și asupra poziției centrului de presiune.

Dacă lungimea cozii fuselajului, Lcf, (măsurată de la bordul de fugă al profilului de la încastrare până la secțiunea terminală) este mai mare decât jumătate din pasul liniei elicoidale Mach, adică

se poate considera ca forța normală (ΔFnf)α indusă de aripă pe fuselaj are valoarea corespunzătoare fuselajului infinit. Dacă însă,

forța (ΔFnf)α va avea o valoare mai mică, ceea ce impune corectarea coeficientului de interferență kf, adică

Pentru calculul coeficientului de corecție vc, pe baza unor date experimentale, se consideră că repartiția forței normale indusă de aripă pe fuselaj este dată de:

pentru 0 < x < ci și

pentru ci ≤ x ≤ ∞, unde A este un coeficient; marimile adimensionale x și ci sunt date de

iar

Valorile coeficientului de interferență Kα, precum si ale lui Kf, cu luarea în considerație a tuturor factorilor menționați – trapezoiditatea aripii, stratul limită al fuselajului, compresibilitatea, lungimea fuselajului anterior și a părții posterioare a fuselajului, sunt date de:

În consecință, dacă aripa asta montată cu unghi de calaj nul, în baza formulei (3.7) și a relațiilor (3.8) și (3.9) se poate scrie:

unde derivate Cnfα corespunde forței normale a fuselajului izolat, iar Cnαα se referă la forța normală a suprafeței aerodinamice reduse, de arie S’, considerate izolată; s-a notat cu S aria de referință luată în considerație în exprimarea coeficientilor forțelor aerodinamice ale aparatului de zbor. În calculul acestor coeficienți se consideră că presiunea dinamică corespunde vitezei de la infinit astfel că în termenul corespunzător aripii apare că factor coeficientul de frânare vf dat de fig. 3.4 (în cazul mișcării subsonice se va lua vf = 1). De notat că Cnαα se calculează la numarul Mach M1 dat de (3.33) corespunzător vitezei curentului de aer în dreptul aripii.

Dacă planul suprafeței portante nu conține axa fuselajului presupus cilindric, formând un unghi δ cu acesta (mai general δ este unghiul format de planul de portanța nulă al aripii cu axa de portanța nulă a fuselajului), cum este cazul aripii montate cu un unghi de calaj αe =δ sau al suprafeței de comandă mobile, pelanga forțele considerate în expresia (3.7) și anume forțele Fnf,

(ΔFnα)f orientate normal pe axa fuselajului și Fnα, (ΔFnf)α orientate normal pe planul aripii, apare o forță normală suplimentară (δFn)αf data de:

unde (δFnα)f este forța normală suplimentară indusă de fuselaj pe suprafața portantă, orientată normală pe aceasta, iar (δFnf)α este creșterea forței normale a fuselajului datorită aripii în cazul δ ≠0 (orientată normal pe axa fuselahului), asa cum se arată in fig. 3.6.

Fig. 3.6 Forțelor normale ce acționează pe ansamblul aripă-fuselaj

Prin urmare, rezultanta forțelor normale ce acționează pe ansamblul aripă-fuselaj este dată de

unde primul vector, ce corespunde cazului când δ = 0 este exprimat prin relația (3.7).

Modulii vectorilor (δFnα)f și (δFnf)α se exprimă cu ajutorul forței normale a aripii reduse izolate la α = 0,

și coeficienții de interferență Ka*, Kf* sub forma:

Coeficienții de interferență Ka*, Kf* se calculează cu formulele:

unde coeficienții ka*, kf* corespund modelului simplificat menționat anterior (aripa plană triunghiulară și fuselaj cilindric infinit), având expresiile:

unde ka, kf sunt dați de (3.11) și (3.12), vtr, vsl*, vM, vl sunt coeficienții de corecție pentru Ka și Kf ce exprimă, respectiv, efectele trapezoidalitații aripii, grosimii stratului limită, compresibilității și lungimii părții anterioare a fuselajului, iar vc este coeficientul de corecție pentru Kf corespunzător lungimii cozii fuselajului. Acești factori de corecție se calculează ca mai înainte – a se vedea relațiile (3.20), (3.18) sau fig. 3.3, precum și relațiile (3.29) și (3.29’), cu excepția corecției privind grosimea stratului limită vsl*, pentru care se indică expresia:

De remarcat că dacă se consideră vsl* ~ vsl se poate scrie

unde coeficienții Ka și Kf sunt dați de (3.46).

În concluzie, ținând seama de fig. 3.6 și relațiile (3.49) și (3.47), coeficientul forței normale pentru sistemul aripă-fuselaj (forța rezultantă normală pe axa fuselajului), considerând că unghiul δ are valori mici (cos δ ~ 1), este dat de formula:

unde Sf este suprafața secțiunii transversale a fuselajului, S’ – suprafața aripii reduse, Cnfα și Cnaα – derivatele în raport cu incidența ale coeficienților forțelor normale corespunzătoare fuselajului izolat și aripii reduse izolate; coeficienții de interferență Ka, Kf si Ka*, Kf* se calculează, respectiv, cu (3.44), (3.48), (3.49); coeficientul de frânare a curentului de aer, vf, se obține din fig. 5.4 (pentru M > 1); de reținut că gradientul Cnaα se calculează la numarul Mach M1 dat de (3.33).

Prin urmare, portanța sistemului aripă-fuselaj este dată de:

unde Cnaf este dat de (3.47) – în cazul δ = 0 – sau de (3.58) – în cazul δ ≠ 0.

Din (3.58), cu aproximația (3.57), rezultă pentru coeficientul forței normale a aripii în prezența fuselajului expresia:

iar pentru forța normală indusă de aripă pe fuselaj, expresia

astfel că:

Aceste aproximații sunt utile în exprimarea simplificată a efectelor interacțiunilor aerodinamice la incidente mari. Astfel, în baza relației (3.64) dacă se consideră pentru forța normală a aripii izolate o expresie, coeficientul forței normale a suprafeței aerodinamice în prezența fuselajului se calculează cu formula:

sau, respectiv,

Prin urmare, coeficientul forței normale a sistemului aripă-fuselaj (după axa Oz din fig. 3.6), cu neglijarea proiecției forței de rezistență este dat de:

cu (Cna)f dat de (3.56).

Interferența aerodinamică dintre suprafața portantă și fuselaj se manifestă și asupra valorii coeficientului portanței maxime și incidenței critice. Cum s-a arătat în φ 1.4 poziția aripii pe fuselaj (aripă sus, mediană sau jos) influențează într-o măsură însemnată valoarea coeficientului portanței maxime a sistemului aripă-fuselaj. Un rol însemnat îl au racordările practicate în zona îmbinării aripii cu fuselajul, extinderea corzii în zona centrală, adaptarea scheletului etc. Sunt de menționat, totodată, influența distanței aripii față de botul fuselajului și forma secțiunii transversale prin fuselaj. Toate aceste efecte pot fi evaluate însă numai pe baza unor studii experimentale.

3.2.3. Rezistența la înaintare a sistemului aripă-fuselaj

În cazul aripilor de alungire mare coeficientul de rezistență la înaintare pentru sistemul aripă-fuselaj se scrie sub forma:

sau

unde

respectiv,

iar rezistența indusă (Cxi)af este dată de:

în care indicele f se referă la fuselajul izolat, indicele a, la aripa izolată (aripa prelungită prin fuselaj); ΔCxo și ΔCxi exprimă efectul interacțiunii aerodinamice asupra rezistenței la portanță nulă și rezistenței induse.

Pentru estimări de anteproiect se poate lua:

unde S0 este aria aripii cuprinsă în fuselaj, iar ki un coeficient de interferență a cărui valoare depinde de poziția aripii pe fuselaj și forma secțiunii fuselajului.

Prin urmare, rezistența indusă a sistemului aripă-fuselaj se calculează cu formula:

Toate aceste considerații se referă la regimul subsonic (M < Mc).

În cazul suprafețelor aerodinamice de mică alungire coeficientul rezistenței la înaintare a sistemului aripă-fuselaj se exprimă sub forma (5.71’) unde, având în vedere că asemenea configurații sunt specific vitezelor mari de zbor, rezistența la portanță nulă este compusă din rezistența de frecare și rezistența corespunzătoare bordului de fugă retezat (părții posterioare retezate) pentru aripa izolată și pentru fuselajul izolat, un termen de interferență (ΔCxa) precum și rezistența de undă a sistemului aripă-fuselaj.

Dacă fuselajul este profilat pentru obținerea rezistenței minime la M = 1, având distribuția optimă a secțiunilor transversale, rezistența de undă a corpului echivalent. În cazul când nu se aplică profilarea optimă a fuselajului, în estimările de anteproiect, se poate lua pentru orice M > 1:

cu observația că această aproximație poate conține uneori erori importante.

Daca δ = 0 formula (3.84) devine:

3.2.4. Momentul la portanță nulă. Focarul sistemului aripă-fuselaj

Cum s-a arătat, în cazul aripilor de alungiri mari, portanța sistemului aripă-fuselaj este practic egală cu portanța aripii izolate, prelungită prin fuselaj: totodată, distribuția portanței pe aripă diferă în mică măsură de cazul aripii izolate. În schimb, vitezele induse de aripă pe fuselaj conduc la apariția unui moment aerodinamic suplimentar care, conform relației, este dat de:

unde xi(x) este incidența indusă de aripă pe axul fuselajului.

Prin urmare, momentul la incidență nulă al sitemului aripă-fuselaj, luând ca referință pentru măsurarea incidențelor axa fuselajului, se va scrie sub forma

unde ΔM0 reprezintă efectul interacțiunii aerodinamice; indicii a și f se referă, respectiv, la aripa izolată, definită ca mai înainte și la fuselajul izolat.

În cazul fuselajului axial-simetric rezultă M0f = 0 și deci din (3.90) se obține:

unde ΔCmo depinde de forma aripii, poziția acesteia pe fuselaj, unghiul de calaj αc (unghiul de bracaj δ, eventual unghiul δ cos χs în cazul suprafeței aerodinamice mobile), forma și dimensiunile racordării la joncțiunea dintre aripă și fuselaj. Datorită tuturor acestor factori, calculul coeficientului ΔCmo pe baza unor formule de tipul (3.89) este posibil doar pentru forme simplificate, puțin importante în practică.

În estimările de anteproiect se folosesc cu bune rezultate datele experimentale obținute pentru configurații similare.

Astfel, se dau valori ale coeficientului ΔCmo pentru avioane cu aripi drepte de alungiri mari și medii având fuselaje de forme specific vitezelor medii și mici. Pe baza acestor date coeficientul ΔCmo este pus sub forma:

primul termen corespunde aripii mediane montată pe fuselaj fără racordări; valoarea acestuicoeficient este dată în fig. 5.7 b, unde se reprezintă dependeța variabilei Y2 dată de:

în care αc este unghiul de calaj (exprimat în radiani), iar Sb – aria proiecției fuselajului pe planul aripii, în funcție de variabilă X2 dată de

unde Sbf este aria zonei din proiecția fuselajului pe planul aripii, situate în fața corzii medii, iar -Lbf, distanța de la botul fuselajului la focarul aripii, F25 (fig.5.7a); valorile din fig. 5.7 b sunt date pentru diverse valori ale parametrului Bf2/Sb unde Bf este lățimea maximă a fuselajului.

Fig. 3.7 Contribuția racordărilor la joncțiunea dintre consolele aripii și fuselaj

Termenul (ΔCmo)r reprezintă contribuția racordărilor practicate la joncțiunea dintre consolele aripii și fuselaj. Se dă o formulă empirică valabilă pentru racordări având lr/ci = 0,12÷0,5 și br/2b = 0,02÷0,05 unde lr, ci și br au semnificația din fig. 3.7 a (în afară acestor limite nu se admit extrapolări).

Astfel,

unde θ este unghiul de înclinare a suprafeței de racordare față de planul aripii, în speță este unghiul format de coarda profilului de la încastrare cu tangent la intradosul racordării (pentru racordări în sus față de planul aripii, că în fig. 3.7) sau cu tangent la extradosul racordării (pentru racordări în jos); unghiul θ se consideră pozitiv când racordarea este în sus, că în fig. 3.7.

În formula (3.95) s-a notat:

unde gradientul (Czδ)∞ poate fi determinat considerând racordarea că un volet având cv = lr. De asemenea, Cm reprezintă coeficientul de moment al aripii calculate în raport cu punctul F25, astfel că reprezintă abaterea focarului aripii izolate față de punctul F25 situat la 0,25 cma de bordul de atac al aripii echivalente.

În sfârșit, termenul (ΔCmo)pv depinde de poziția pe vertical a aripii pe fuselaj, având valorile (ΔCmo)pv = 0,004 pentru aripa sus, (ΔCmo)pv = -0,004 pentru aripa jos și (ΔCmo)pv este data în:

unde α0 este incidența aripii la portanță nulă (radiani).

În baza aproximației ca portanța sistemului aripă-fuselaj este dată doar de aripa (prelungită prin fuselaj), poziția focarului se scrie sub forma

unde corecția (ΔxF)f exprimă influența fuselajului, iar (ΔxF)g influența gondolelor motoarelor amplasate pe aripă.

În baza unor studii experimentale, efectuatee în regim incompresibil, corecția datorită prezenței fuselajului se exprimă prin relația:

unde Sb* este aria dreptunghiului ce conturează proiecția fuselajului pe planul aripii; coeficientul KF este dat în fig. 3.8 (curbele trasate cu linie continuă) în funcție de alungirea fuselajului, λf, pentru diverse valori ale parametrului Lbf* dat de Lbf* = Lbf/Lf.

Corecția (ΔxF)g, corespunzătoare gondolelor amplasate pe aripă, se calculează cu formula:

unde n este numărul gondolelor amplasate, cg – coarda aripii in dreptul axei gondolei, Bg – lățimea maximă a gondolei, iar

unde ξg este distanța măsurată în lungul axei gondolei de la vârful acesteia la bordul de atac al aripii. Coeficientul Kg este dat în fig. 3.8 (curba trasată cu linie întreruptă) în funcție de alungirea gondolei, λg = Lg/Bg, unde Lg este lungimea gondolei.

Influența fuselajului sau a gondolelor motoarelor în regim incompresibil poate fi determinate și cu formulele:

unde KF* este dat de fig. 3.9 în funcție de raportul c0/Lf, respectiv, cg/Lg, iar Lg este lungimea gondolei sau distanța de la vârful gondolei până la bordul de fugă al profilului, pentru diverse valori ale raportului Lbf* = Lbf/Lf, respectiv, Lbg/Lg (a se vedea notațiile din fig. 3.9).

Pentru calculul poziției focarului sistemului aripă-fuselaj, în cazul suprafeței aerodinamice de alungire mică, se consideră, pentru simplificare, cazul fuselajului de rotație și al aripii cu schelet plan și profile simetrice; prin urmare, momentul la portanță nulă al aripii izolate și al fuselajului izolat este nul.

Fig. 3.8 Coeficientul Kg în funcție de alungirea Fig. 3.9 KF* în funcție de c0/Lf și cg/Lg,

Cum s-a arătat, în cazul mai general când planul aripii formează cu axa fuselajului unghiul δ(αc) asupra sitemului aripă-fuselaj acționează:

forța normală a fuselajului izolat Fnf aplicată în focarul (centrul de presiune) al fuselajului situat la distanță (xF)f de vârful fuselajului;

forța normală a aripii reduse izolate, Fna, aplicată în focarul aripii, situate la distanță (xF)a de vârful fuselajului;

forța normală indusă de aripă pe fuselaj, (ΔFnf)a + (ΔFnf)a al cărei modul este definit de (3.8) și (3.47), având punctul de aplicație la distanța (xf)a de vârful fuselajului;

forța normală indusă de aripă pe fuselaj, (ΔFna)f + (ΔFna)f cu modulul dat de (3.7) și (3.48), având punctul de aplicație la distanța (xa)f de vârful fuselajului.

4. STUDIUL DE CAZ – MODELAREA CONFIGURATIEI ARIPA-FUSELAJ PENTRU DOUA VARIANTE CONSTRUCTIVE: ARIPA IN POZITIE SUPERIOARA SI ARIPA IN POZITIE INFERIOARA

4.1. Introducere

Acest studiu prezintă o simulare în programul Ansys Fluent unde putem studia modul de curgere al aerului peste un profil NACA 4412. Simularea cuprinde un model 3D al configuratilor aripa-fuselaj, in pozitie superioara si inferioara, în jurul căreia vom construi un domeniu de simulare și vom interpreta rezultatele obținute.

4.2. Aripa in pozitie superioara

4.2.1. Geometria

Pentru realizarea simulării vor fi urmați, în ordine, toți pașii din sistemul de analiză Fluid Flow. Modelul folosit pentru aceasta simulare este o aripa delta cu profil NACA 4412 si un fuselaj imbinadu-le in partea superioara. Am folosit funcția Extrude pentru generarea modelului 3D. (Fig.4.1)

Fig.4.1. Model 3D aripă-fuselaj in pozitie superioara

Urmatorul pas constă în construirea domeniului de simulare. Domeniul de simulare este de 10 ori mai mare decât dimensiunea structurii aripa-fuselaj. (Fig.4.2)

Fig.4.2 Domeniul de simulare

4.2.2. Mesarea domeniului

Pentru mesarea domeniului (împarțirea domeniului în subdomenii) vom intra în meniul mesh și vom accesa funcția sizeing. După împarțirea pe segmente, se dă click dreapta pe mesh apoi click pe generate mesh (Fig.4.3)

Fig.4.3. Mesarea domeniului

Urmatorea etapa constă în denumirea secțiunilor de simulare. Se face click pe secțiunea dorită, apoi click pe create named section și se denumește sectiunea. (Fig.4.4)

Fig.4.4. Denumirea sectiuniilor

4.2.3. Setari si solutii

În această etapă se vor introduce datele necesare simulării cu privire la viteza de curgere a aerului pe aripă, densitate, temperatura etc.

Fig. 4.5 Domeniul mesat din setari

Setarea implicită în acest caz este aerul, fluidul de lucru al acestei simulări. Setările trebuie modificate în concordanță cu compresibilitatea, temperatura și proprietățile termofizice Materials – air – Create/Edit

În continuare se selectează comenzile pentru crearea graficelor și scrierea coeficienților de rezistență, tracțiune și moment:

Monitors – Residuals, Stastistic and Force Monitors – Create – Drag

Monitors – Residuals, Stastistic and Force Monitors – Create – Lif

Se păstrează setările implicite și se închide fereastra Mesh Display, iar apoi click pe Display și se închide fereastra Contours.

4.2.4. Rezultate

În această etapă vor fi afișate rezultatele sub de forma imagini care arată curgerea aerului în jurul elementului de aripa și o legendă a culorilor în funcție de distribuția parametrilor pe extrados și intrados. Pentru a selecta variabila (parametrul) care se dorește a fi afișat, se face click pe Contour și se modifică parametrii. Se selectează domeniul de interes (domeniul de simulare) și apoi selectarea secțiunii de unde se dorește a se face vizualizarea. Următorul pas constă în selectarea variabilei de vizualizat. După selectarea elementelor se face click pe Apply și se vizualizează figura grafică.

Fig.4.6. Linia de curgere a suprafetei aripa-fuselaj in pozitia superioara

Fig.4.7 Caracteristici de peresiune

Fig.4.8 Caracteristici de viteza

4.3. Aripa in pozitie inferioara

4.3.1. Geometria

Pentru realizarea simulării vor fi urmați, în ordine, toți pașii din sistemul de analiză Fluid Flow. Modelul folosit pentru aceasta simulare este o aripa delta cu profil NACA 4412 si un fuselaj imbinadu-le in partea superioara. Am folosit funcția Extrude pentru generarea modelului 3D. (

Fig.4.9. Model 3D aripă-fuselaj in pozitie inferioara

Urmatorul pas constă în construirea domeniului de simulare. Domeniul de simulare este de 10 ori mai mare decât dimensiunea structurii aripa-fuselaj. (Fig.4.10)

Fig.4.10. Domeniul de simulare

4.3.2. Mesarea domeniului

Pentru mesarea domeniului (împarțirea domeniului în subdomenii) vom intra în meniul mesh și vom accesa funcția sizeing. După împarțirea pe segmente, se dă click dreapta pe mesh apoi click pe generate mesh (Fig.4.11)

Fig.4.11. Mesarea domeniului

Urmatorea etapa constă în denumirea secțiunilor de simulare. Se face click pe secțiunea dorită, apoi click pe create named section și se denumește sectiunea. (Fig.4.12)

Fig.4.11. Denumirea sectiuniilor

4.3.3. Setari si solutii

În această etapă se vor introduce datele necesare simulării cu privire la viteza de curgere a aerului pe aripă, densitate, temperatura etc.

Fig.4.12. Domeniul mesat din setari

Setarea implicită în acest caz este aerul, fluidul de lucru al acestei simulări. Setările trebuie modificate în concordanță cu compresibilitatea, temperatura și proprietățile termofizice Materials – air – Create/Edit

În continuare se selectează comenzile pentru crearea graficelor și scrierea coeficienților de rezistență, tracțiune și moment:

Monitors – Residuals, Stastistic and Force Monitors – Create – Drag

Monitors – Residuals, Stastistic and Force Monitors – Create – Lif

Se păstrează setările implicite și se închide fereastra Mesh Display, iar apoi click pe Display și se închide fereastra Contours.

4.3.4. Rezultate

În această etapă vor fi afișate rezultatele sub de forma imagini care arată curgerea aerului în jurul elementului de aripa și o legendă a culorilor în funcție de distribuția parametrilor pe extrados și intrados. Pentru a selecta variabila (parametrul) care se dorește a fi afișat, se face click pe Contour și se modifică parametrii. Se selectează domeniul de interes (domeniul de simulare) și apoi selectarea secțiunii de unde se dorește a se face vizualizarea. Următorul pas constă în selectarea variabilei de vizualizat. După selectarea elementelor se face click pe Apply și se vizualizează figura grafică.

Fig.4.13. Linia de curgere a suprafetei aripa-fuselaj in pozitia inferioara

Fig.4.14. Caracteristici de presiune

Fig.4.15. Caracteristici de viteza

CONCLUZII

Datorită metodelor de cercetare specifice impuse de cerințele dezvoltării aviației, aerodinamica a devenit o disciplină științifică independentă, bazată atât pe metode teoretice, cât și experimentale, în mod corespunzător distingându-se aerodinamica teoretică, aerodinamica computațională și aerodinamica experimentală.

Tendința de lărgire a funcțiilor avionului, de mărire a eficacității întrebuințării lui și a securității zborului, de ușurare maximă a condițiilor de lucru ale pilotului au obligat constructorii avioanelor actuale să utilizeze larg diferite dispozitive automate. Pentru a le folosi corect, pilotul trebuie să înțeleagă principiile și particularitățile lor de funcționare în diferite regimuri de zbor. Dar, pentru a înțelege modul de funcționare a aparaturii, pilotul trebuie să-și însușească în primul rând cunoștințe teoretice despre aparatura respectivă, precum și despre aeronava în sine, deoarece o dată cu dezvoltarea mare a vitezelor și a înălțimilor de zbor, au avut mari evoluții ale caracteristicilor stabilității și maneabilității care, combinate cu creșterea neîntreruptă a fluxului de informații, au început să complice esențial pilotarea avionului.

În lucrarea de față am tratat probleme generale, aprofundând cunoștințele de aerodinamică, ajutându-mă să înțeleg mult mai bine unele fenomene care se petrec în timpul zborului. Având experiența zborului,al unei aeronave cu aripă sus, am înțeles mai ușor problemele tratate la capitolul “interferența aripă-fuselaj”, înțelegând mai bine anumite probleme care au apărut în timpul zborului.

Contribuțiile personale în lucrarea de față, au fost să adun toate informațiile necesare înțelegerii tuturor problemelor tratate, precum și pentru întocmirea studiului de caz. Fiecare capitol conține un număr însemnat de exemple numerice și grafice din literatură de specialitate, comparabile cu cele ale avioanelor care operează în prezent.

În demersul înțelegerii aerodinamicii interferenței configurației aripă-fuselaj, am folosit un astfel de program software pentru a simula curgerea în jurul acestei suprafețe aripă-fuselaj. Programul software utilizat este Ansys Fluent, un software specializat în modelarea și interpretarea caracteristicilor aerodinamice ale profilelor. Din cauza limitărilor impuse de puterea de procesare a computerului personal, caracteristicile și rezultatele studiate sunt foarte limitate.

Bibliografia conține toate lucrările din domeniul dinamicii zborului aeronavelor, aerodinamicii și mecanicii fluidelor, din care m-am informat și am extras idei despre calculul structurilor de aviație și despre “zbor” în sine.

BIBLIOGRAFIE

Aerodinamica practică a avioanelor manevriere, București 1987

BRAGA V. G., Dinamica zborului aparatelor de zbor, Academia Militară de ingineri de aviație N. E. Jukovski 1966

CONSTANTIN ROTARU, Aerodinamica-elemente teoretice și aplicații, Editura academiei tehnice militare, București, 2009

JOHN ANDERSON JR., Fundamentals of Aerodynamics, The McGraw-Hill Series in Aeronautical and Aerospace Engineering, New York, SUA 2007

BERNARD ETKIN, Dynamics of Flight, Editura John Wiley & Sons, SUA, 1996

DANIEL P. RAYMER, Aircraft Design, AIAA Education Series, Reston, Virginia, SUA, 2002

IOAN SĂLĂGEANU, Aerodinamica vitezelor subsonice, Editura Academiei Militare, București, 2004

CONSTANTIN ROTARU, Dinamica Zborului Avionului, Editura Printech, București 2014

BARBU CRISTIAN, Mecanica fluidelor, Editura Academiei Tehnice Militare, București 2011

M. R. NAPOLITANO, Aircraft Dynamics-from modeling to similation, John Wiley & Sons. Inc, United Kingdon, 2012

MIHAI M. NIȚĂ, FLORENTIN MORARU, RADU N. PATRAULEA, Avioane și Rachete-Concepte de proiectare, Editura Militară, București 1985

GRIGORE I., Mecanica zborului avionului, Editura Academiei Militare, București, 1973

GROSU I., Calculul și construcția avionului, Editura Didactică și Pedegogică, București 1965

HACKER T., Stabilitate și Comandă în teoria zborului, Editura Academiei Republicii Socialiste România, București 1968

IONESCU D., Proiectarea avioanelor-calculul performanțelor, Academia Militară, București 1968