Introducere ………………………….. ………………………….. ………………………….. …………………………….. [614032]

1 din 65
Cuprins

Introducere ………………………….. ………………………….. ………………………….. ………………………….. ……. 3
1.Stadiul actual al cercet ării în domeniul dispozitivelor de hipersustentație pentru avioanele
militare de transport ………………………….. ………………………….. ………………………….. ……………………. 5
1.1.Scurt istoric al aviației ………………………….. ………………………….. ………………………….. ……….. 5
1.2.Necesitatea dispozitivelor de hipersustentație ………………………….. ………………………….. ……. 7
1.3. Concepția, clasificarea și construcția dispozitivelor de hipersustentație ………………………. 10
1.3.1. Dispozitive de hipersustentație prin modificarea geom etriei profilului de aripă ……… 10
1.3.2.Dispozitive de hipersustentaț ie prin controlul stratului limită ………………………….. …… 31
1.3.2.1 .Dispoziti ve de hipersustentație cu absorbtia stratului limită ………………………… 31
1.3.2.2.Dispozitive de hipersustentaț ie cu suflaj ………………………….. ……………………….. 33
2.Dispozitive de hi persustenta ție ale aeronavelor C -27J Spartan și F-16 ………………………….. …. 43
2.1. C -27J Spartan ………………………….. ………………………….. ………………………….. …………………. 43
2.2. F -16 Fighting Falcon ………………………….. ………………………….. ………………………….. ………. 48
2.3. Boeing 747 ………………………….. ………………………….. ………………………….. …………………….. 53
3. Modelarea curgerii în jurul unui profil aerodinamic cu flaps la ………………………….. ……… 57
3.1 Introducere ………………………….. ………………………….. ………………………….. ……………………… 57
3.2.Modelare ………………………….. ………………………….. ………………………….. ………………………… 57
3.2.1. Geometry ………………………….. ………………………….. ………………………….. …………………. 57
3.2.2 Mesh -area domeniului ………………………….. ………………………….. ………………………….. … 58
3.2.3.Interpretarea rezultatelor ………………………….. ………………………….. …………………………. 59
Concluzii ………………………….. ………………………….. ………………………….. ………………………….. …….. 63
Bibliografie ………………………….. ………………………….. ………………………….. ………………………….. …. 64
Webografie ………………………….. ………………………….. ………………………….. ………………………….. …. 65

2 din 65

3 din 65
Introducere

Aerodinamica reprezintă o ramură a mecanicii fluidelor care studiază mișcarea corpurilor
în aer sau în alt mediu gazos. Aerodinamica practică este o ramură a aerodinamicii, ce are la bază
natura fizică și legile de modificare a forțelor exterioare care acț ionează asupra avionului,
împreună cu legile de mișcare ale acestuia sub acțiunea forțelor anterior menționate.

Importanța cunoașterii aerodinamicii practice de către personalul navigant este de
necontestat. Pentru operarea cu maximă eficiență a posibilit ăților tehnico -tactice ale aeronavelor,
pe lângă cunoașterea la perfecție a teoriei zborului și tehnicii de pilotaj, pilotul trebuie să -și
însușească cu acuratețe teoriile aerodinamicii.

Studierea caracteristicilor aerodinamice ale aripilor, în general, a fost aleasă ca demers de
aprofundare a cunostințelor teoretice necesare personalului navigant. Acest studiu general a
aerodinamii practice, s -a concentrat în particular pe aprofundarea analizei Caracteristicilor
aerodinamice ale aripii cu un dispozitiv de hipersustentație bracat.
Proiecta rea unui sistem eficient de creș tere a portan ței a ramas la fel de provoc ator ca
acum 20 de ani, atunci când A.M.O. Smith scria documentele despre aerodinamica sistemelor de
hipersustentaț ie. Aviația modernă militară si ci vilă au nevoie de un sistem complex de
dispozitive de hipersustentaț ie, format din mai multe ele mente pentru a atinge performanța cerută
în timpul decolării și al aterizării unei aeronave. În ziua de azi, într -o piața mult mai dezvoltată și
mai competitivă , construcț ia sisteme lor este din ce in ce mai simplă , sistemele de dispozitive de
hipersus tentație asigurând un coeficient de portanță mai ridicat. Totuș i, aceste sis teme cresc
greutatea structurală, complexitatea, cererile de întretinere ș i cosul total a l unei aeronave.
În prim ul capitol am realizat o analiză generală ș i o clasificare ale dis pozitivelor de
hiperustentație în funcție de modul de proiectare și de funcționare specific fiecă rui dispozitiv.
Cel de al doilea ca pitol este dedicat unei comparați i realizată î ntre 2 aeronave militare
aflate in dotare a Fortelor Aeriene si o aeronavă civilă utilizată pentru zboruri comerciale.
În ultimul capitol, ca studiu de caz, am ales să modelez și să simulez curgerea aerului în
jurul unui profil cu un flaps esca motat, în programul software Ansys Fluent, prezentâ nd
rezultatele acestei simulări.

4 din 65
Avantajele folosirii dispozitivelor de hipersustentație este acela că micșoreaza unghiul de
incidentă . Un alt avantaj al a cestor dispozitive este acela că măresc portanț a la vitez e mici, astfel
se reduce distanț a de r ulare a aeronavei pe pista, ducâ nd la reducerea costurilor de operare al
unui aerodrom.
Termenul de unghi de atac este utilizat în aerodinamică pentru a descrie unghiul dintre
coarda aripii și direcția relativă de deplasare a curentului de aer, cu alte cuvinte, directia de
deplasare a aeronavei. Valoarea portanței generată de aripă este direct proporțională cu unghiul
de atac, astfel, cu cât mai mare este unghiul de atac, cu atât mai mare este portanța. Această
legătură dintre portanță și unghiul de atac se păstrează până la un anumit unghi critic de angajare,
când valoarea forței portante începe iar să scadă din cauza desprinderilor fileurilor de aer.
Avioanele ce zboară la unghiuri mari de atac se pot angaja bru sc, dacă, de exemplu, o rafală de
vânt schimbă direcția relativă a curentului de aer.

5 din 65

1.Stadiul actual al cercetării î n domeniul dispozitivelor de hipersustentaț ie
pentru avioanele militare de transport

1.1.Scurt istoric al aviației

În 17 iunie 2010, o sută de ani de aviație militară au trecut în România. Cu un secol în
urmă , în această zi, la Cotroceni, lângă București , s-a desfașurat zborul avionului ,,Vlaicu Nr.1 –
model 1910’’, creat de inginerului Aurel Vlaicu.. Era primul zbor , în România, cu o aeronava
proiectat ă și construit ă de un român. Acest eveniment indică debutul istoriei Aviației militare
române, deoarece avionul ,,Vlaicu’’ era deținut de Ministe rului de Război. În același an,
România era una dintre primele state din întreaga lume ca re a folosit în scopuri militare aviația .
La 27 septembrie , Aurel Vlaicu desfășoara un zbor cu durată de 35 de minute între Slatina și
Piatra Olt, ducând un document între două corpuri ale aceleiași armate . Evoluția armatei române
în următorii ani a fos t spectaculoasă. Pe l ângă Aurel Vlaicu îi putem aminti pe Ștefan
Protopopescu, brevetat , la 9 iulie 1911, și pe locotenentul Gheorghe Caranda, primul pilot
român care a murit într -un incident aeronautic , în 20 iunie 1912. În a nul 1913 Aviația militară
română a fost declarată prin legea din întâi aprilie armă de sine stătătoare, fiind una dintre cele
mai puternice ramuri din razboiul balcani c. Doua escadrile ale armatei romane si -au demonstrat
vitejia la sud de Dunare . Piloții români au asigurat sprijin trupelor terestre și au descoperit căi noi
de a duce un război .. În vara anului 1916, a început cu adevărat dezvoltarea aviației române ști.
Cât timp a fost neutră România (1914 – 1916), pe Frontul de Vest s-au desfășurat cele mai aprige
confruntări, ducând l a o dezvoltare alertă a tehnicii de luptă . Toată lumea era constientă că
aviația este cheia câștigării unui război . Intrați in luptă piloții români s -au dovedit a fi foarte
adaptabili. În 1917, pe timpul bătăliilor de la Mărăști – Mărășești – Oituz, Aviați a, se alătură
tuturor misiunilor defensive și ofensive ale trupelor române, executând diferite misiuni de
transport, bombardament, sprijin și observare . Îi putem aminti pe piloții Andrei Popovici, Ion
Mărășescu ,Gheorghe Negrescu, Grigore Gafencu , Radu Iri mescu, Petre Crețu , Dumitru
Bădulescu, ș i mulți,. Reflectând asupra acțiunilor desfășurate între anii 1920 -1939 , specialiștii
români au concluzionat că statul român a avut un succes imens în ceea ce privește luptele aeriene
si aviația in general . A fost, în care s -au stabilit recorduri de viteză de distanță și de înalțime , a
dezvoltării aviației de acrobație. Mai multe figuri istorice s -u remarcat în aceasta perioada :
George Valentin Bibescu, Mihail Pantazi , Max Manolescu, Romeo Popescu, Constantin

6 din 65
Cantac uzino , Petre Ivanovici și Alexandru Papană, rezerviști sau cadre actie ale armatei. De
asemenea un alt on de o importanță extraordinară a fost comandrul Gheorghe Bănciulescu, care
a suferit un cumplit accident legat de zbor , a fost primul aviator ce a r eușit sa piloteze un avion,
ambele picioare fiindui amputate. Aviația militară româna s -a remarcat si în cel de -al Doilea
Război mondial care a purtat luptat e împotriva celor mai puternice aviații din lume, și ducând la
bun sfârșit toate misiunile primite cu un succes răsunator .
O dată cu încheierea războiului veteranii au fost d ați afar ă și trimiși în închisori ori au
fost obligațti sa lucreze ca muncitori necalificați in u zine si fabrici. T otuși, Aviația militară a
reușit să supraviețuiască și să își cont inue dezvoltarea . În anii ’50 -’60 aviația cu reacție și-a
făcut debutul – chiar din 1958 superson ică – (savantul Henri Coandă fiind cel care descoperă
motorul aeroreactiv ), urmând , sa se înființeze primele unități de elicoptere. Începănd cu 1970
indust ria aeronautică română se dezvolta, aeronava I.A.R.93 fiind prima aeronavă fabricata în
Romănia, în colaborare cu Iugoslavia și I.A.R. 99, elicopterele IAR -316 și IAR -330. O dată cu
reorganizarea armatei de dupa 1989 , România a trebuit să își alinieze stan dardele cu structurile
vest europene. Astfel a luat naștere Comandamentul Aviației și Apărării Antiaeriene , reunind
aviația militară cu , artileria și rachetele antiaeriene și radiolocația. Restructurarea s -a desfășurat
intr-un ritm ridicat și continuu pent ru că România, la acea vreme avea ca și scop aderarea la
NATO. Tot în acea perioadă au fost modernizate mai multe aeronave cum ar fi MiG -21 LanceR,
IAR-330 Puma SOCAT și IAR -99 Șoim. De asemenea, România a cumpărat primele aero nave
C-130 HERCULES, România fiind astfel prima țară din fosta Uniune a Republicilor Sovietice
Socialiste care acoperă nevoile de transport al tehnicii de luptă și trupelor în teatrele de operații.
De asemenea au fost achiziționate două eronave de tranport scurt -mediu curier C-27 J
SPARTAN și a primelor aeronave multirol de generația V , F-16 Fighting Flacon, pentru
protecția spațiului aerian și asigurarea suveranității. Astfel, a trecut, un secol al aviației, o arma
care a devenit vitală pentru ducerea la bun sfârșit al orcaărei oper ațiuni .

7 din 65

1.2.Necesitatea dispozitivelor de hipersustentație

Printre condițiile contradictorii impuse avioanelor moderne, caracterizate prin viteze mari
de zbor, uneori supersonice, este și aceea de a permite scăderea vitezelor la aterizare – decolare
la valori suficient de mici, pentru ca manevrele respective să nu devină periculoase sau chiar
imposibile.
Într-adevăr, experiențele îndelungate au arătat că o reluare a contactului cu solul, la
aterizare, nu poate fi efectuată la viteze mai mari de 250÷280 km/h, nici chiar cu aterizoarele
evoluate din zilele noastre. În plus, spațiile de rulare pe sol cresc foarte mult cu viteza de
aterizare V at (la fel și la decolare), astfel că devin insuficiente chiar și pistele moderne betonate.
Iar unor categorii de avi oane militare li se impune să poată decola – ateriza și de pe terenuri
sumar amenajate, cu iarbă, nisip, etc, ceea ce impune o reducere suplimentară a vitezei. Se caută
deci, pe toate căile să se reducă cât mai mult viteza de decolare și în special cea de aterizare. Aici
trebuie avut în vedere și faptul, că în cazul unei aterizări forțate (pe teren neamenajat), o viteză
ridicată prezintă un pericol deosebit de mare. Factorii care influențează viteza de aterizare rezultă
din rela ția cunoscută a acesteia, adi că:

Zatat atCSGV1 2
(1)

unde:
μat = coeficientul de influență a solului l a aterizare, cuprins între 0,94÷ 0,96;
ρ = densitatea aerului la altitudinea la care se găsește aerodromul


3mKg ;
G = greutatea avionului;
G=mg [N];
S = suprafața portantă, adică suprafața aripei
2m ;
= coeficientul de portanță global al aripei, în configurația și la incidența
specifică manevrei respective. [6]

Din examinarea relației (2.1) se observă că pent ru un avion de greutate dată G,
densitatea ρ fiind funcție de cota aerodromului (adică independentă de avion), nu putem acționa

8 din 65
în sensul reducerii vitezei decât asupra suprafeței aripei S și asupra c oeficientului maxim de
portanță, disponibil la aterizare. La unele avioane grele de transport (marfă și/sau pasageri),
există posibilitatea micșorării greutății avionului în situația aterizării de urgență după decolare,
ca urmare a apariției unei defecțiuni majore la bord, prin purjarea rapidă a unei cantități
apreciabile de combustibil de la bord, în atmosferă. La avioanele militare având o configurație de
luptă cu acroșaje exterioare și care trebuie să aterizeze de urgență, aceste acroșaje se larghează,
astfel micșorându -se greutatea avionului la aterizare. În ceea ce pr ivește suprafața S, apar
condiții contradictorii: dacă din punct de vedere al aterizării ar fi de dorit să fie cât mai mare, din
punct de vedere al vitezei maxime de zbor, pentru o tracțiune disponibilă maximă dată T max,
aceasta este de dorit să fie cât ma i mică. Această ultimă condiție este predominantă pentru
avioanele moderne, de viteză mare, corespunzător relației:

S CTV
xmax
max26.3
(2)

Într-adevăr, în timp ce la primele avioane, ale anilor 1914 -1920, încărcarea unitară a
aripei (încărcarea ala ră), adică raportul între ma sa avionului și suprafața aripei era de 20
÷ 30 , la avioanele de vânătoare din perioada celui de -al doilea război mondial aceasta a
ajuns la 100 ÷ 150 , pentru ca în anii următori, o dată cu apariția aviației reactive, această
încărcare să se dubleze și chiar să se tripleze. În scurtă vreme, unele bombardiere reactive au
ajuns la 600 kg/m2. În prezent, această tendință de creștere a încărcării unitare a aripei continuă,
chiar și la avioanele reactive de pasageri, ceea ce complică din ce în ce mai mult problema
aterizării. [6]
În legătură cu aceasta, încercările făcute pentru a mări suprafața portantă S numai la
aterizare (eventual și la decolare) au fost infructuoase, schemele respective fiind complexe, iar
masele sistemelor devenind prea mari (exemplu aripa telescopică, cu anvergură variabilă,
construită în anul 1930 de Mackhonine, aripa depliabilă de tip Gérin, etc.).
Din cele arătate, rezultă că principalul factor asupra căruia s -a acționat și se acționează în
continuare pentru a fi posibilă o scădere cât mai mare a vitezei de aterizare, este coeficientul
maxim de portanță al aripei (global), corespunzător incidenței maxime α max=αcr .
Evident, din motive de securitate, pilot ul nu ”trage” avionul chiar până la α max ci numai până la
un unghi ceva mai mic, α at, căruia îi corespunde
maxZ ZC C
at . De aici și denumirea de
dispozitive de hipersustentație, adică dispozitive care prin diferite mijloace permit creșterea într –

9 din 65
o măsură cât mai mare a coeficientului de portanță la aterizare
atZC (și într -o anumită măsură,
mai redusă și la decolare) . Asemenea dispozitive sunt create și perfecționate de aproximativ o
jumătate de secol. În timp ce pentru o perioad ă relativ lungă (1930 -1950) s -a recurs în general
numai la dispozitive pasive (voleți de curbură, flapsuri, aripioare de fantă pentru bord de atac,
etc.) relativ modeste ca posibilități, însă simple și necerând consum suplimentar de energie de la
bordul ap aratului de zbor, în continuare, în special în zilele noastre s -a recurs în unele situații la
dispozitive mult mai complexe, cu suflaj sau cu aspirație a stratului limită. [6]
Pe măsura apariției unor noi tipuri de prefile (laminare, pentru viteze mari, et c.), precum
și a unor noi forme de aripi (în sșgeată, delta, de alungiri reduse), au evoluat și dispozitivele de
hipersustentație. Mai trebuie avut în vedere că asemenea dispozitive contribuie uneori și la
întârzierea sau înlăturarea pericolului de pierde re a stabilității avionului în zbor, care pot apărea
la incidențe mari, vecine cu incidența critică αcr. Îm general vorbind, procedeele folosite pentru
creșterea coeficientului maxim de portanță
maxZC se bazează fie pe modificarea geometrie i
profilelor, în principal pe mărirea curburii acestora (sisteme pasive), fie pe controlul stratului
limită (sisteme active), în plus, la unele sisteme se realizează și o oarecare creștere ΔS a
suprafeței portante. În legătură cu aceasta, apar unele condiț ii suplimentare, adică pentru
creșterea coeficientului
maxZC sa nu crească prea mult:
-incidența maximă
max , care ar impune un tren de aterizare prea înalt;
-coeficientul global de rezistență la înaintare în configurați a aparatului la aterizare

atXC
care, pentru o viteză dată pe traiectorie, ar determina o creștere prea mare a componentei acesteia
pe verticală, adică a vitezei descendente , ceea ce ar face ca impactul cu solul să fie prea violent.
Pe de altă parte, trebuie urmărit ca în poziție retrasă (escamotat), în zborul obișnuit,
dispozitivele de hipersustentație să nu provoace o creștere sensibilă a coeficientului
minZC al
aripei pentru a nu altera finețea aerodinamică a aparatul ui de zbor. Ca urmare, unul din criteriile
de apreciere ale acestora este și raportul
minmax
ZZ
CC . Cu cât acest raport este mai mare, cu atât,
pentru o tracțiune dată, raportul între viteza maximă de zbor și viteza de aterizare este mai mare.
Este de dorit ca nici momentul de tangaj M y să nu fie prea mult modificat în timpul bracării
dispozitivelor de hipersustentație pentru a nu complica problemele controlului și de asemenea, să
nu apară efecte secundare asupra echilibrului transversal. Cu al te cuvinte, nu este admisă o

10 din 65
deplasare prea mare a focarului aripei cu dispozitivele de hipersustentație în poziția de
funcționare. [6]

1.3.Concepția, clasificarea și construcția dispozitivelor de
hipersustentație

Așa cum s -a menționat, într -o clasifica re globală, distingem două categorii importante:
a) dispozitive de hipersustentație având la bază modificarea geometriei (curburii)
profilelor aripei și, uneori, într -o anumită măsură și a suprafeței acesteia;
b) dispozitive de hipersustentație prin controlul stratului limită, împiedicând
desprinderea acestuia la incidențe mari, menținându -se curgerea sa laminară;
c) dispozitive combinate, la care se aplică ambele metode menționate.

1.3.1.Dispozitive de hipersustentaț ie prin modificarea
geometriei profilului de aripă

Schemele de principiu ale celor mai importante dispozitive de acest fel sunt arătate în fig.
1.3.1, iar în tabelul 1.3.1 se dau creșterile relative corespunzătoare ale coeficienților de portanță
raportate la coeficientul maxim al profilului de ba ză în procente, cât și incidența maximă
admisibilă a aripei, în noua configurație, pentru a evita desprinderea stratului limită.
În principal, aceste dispozitive se bazează pe creșterea curburii relative a profilulu,
cunoscut fiind faptul că valoarea maxi mă a coeficientului de portanță
maxZC crește odată cu
această curbură. Cum însă, pentru viteze medii și mari curbura respectivă constituie un obstacol,
în zborul obișnuit aceste curburi sunt anulate, prin revenirea la geometria optimă a pr ofilului
corespunzătoare noilor regimuri de zbor. Toate dispozitivele prezentate în figura 4.2, atâta vreme
cât nu este consumată energia suplimentară de la bordul avionului în scopul acționării asupra
stratului limită, fac parte din clasa dispozitivelor a șa numite pasive. [6]

11 din 65
Tabelul nr. 1 .3.1

Indice
conform
fig. 1.1
Denumirea
dispozitivului de
hipersustentație
Principiul
Creșterea
portanței
Incidența
maximă
inițială
αmax
[grade]
Incidența
maximă cu
dispozitiv
bracat la
aterizare
α max at
– Profil e de aripă
simple – – 15 –
A Volet de curbură
simplu Mărește curbura
relativă 70 ÷ 80 15 11
B Volet de curbură
cu fantă Mărește curbura
relativă 75 ÷85 15 13
C Flapsuri simple Mărește curbura
relativă 75 ÷85 15 13
D Volet Fowler (cu
fantă) Mărește cu rbura
relativă și coarda 110 ÷140 15 13
E Aripioară de
fantă pentru
bordul de atac Mărește αcr
și coarda
60 ÷70 15 28
F Combinație
b și e Compus 120 ÷160 15 20
G Bord de atac
mobil
(cu șarnieră) Mărește curbura
relativă 80 ÷90 15 15
H Volet Krüger
Mărește curbura
relativă și coarda 90 ÷100 15 20
I Volet culisant la
bordul de atac
(Betz) Mărește curbura
relativă și coarda 90 ÷100 15 14
J Bord de atac
gonflabil Mărește curbura și
grosimea relativă – 15 –
K Volet de curbură
multiplu Mărește curbura
relativă 140 ÷160 15 14
L Aripă
deformabilă
elastic (flexibilă) Mărește curbura
relativă – – –

12 din 65

Dacă, în scopul creșterii în continuare a coeficientului
ZC și even tual a scăderii
coeficientului
XSC , este consumată o en ergie suplimentară de la bordul avionului, dispozitivele
se numesc active.

Fig. 1 .3.1. Diferite sisteme de hipersustentațieprin modificarea geometriei profilului de
aripă

Din punct de vedere al intensității circulației Γ obținută pr in folosirea sistemelor de
hipersustentație, acestea mai pot fi clasificate în dispozitive de recirculație, care restabilesc
circulația în jurul profilului la valoarea ei teoretică, corespunzător curgerii potențiale
și dispozitive de supercirculație, c are induc o mișcare potențială
suplimentară favorabilă. În fig. 1.3.1 sunt arătate schematic, următoarele tipuri de dispozitive de
hipersustentație:

Voletul de curbură simplu

Este o primă formă de hipersustentator apărută în aviație încă în perioada a nilor 1930 –
1935. Se obține o creștere a curburii, o accelerare a curgerii pe extrados, însă desprinderea

13 din 65

stratului limită apare mai curând, deci unghiul αmax = αcr scade. Această desprindere este
favorizată de ”frântura” care apare în conturul scheletulu i în dreptul articulației. Corespunzător
poziției bracate a voletului, centrul de presiune al profilului se deplasează în spre spate, ceea ce
are ca urmare apariția unui moment suplimentar de picaj; [6]

Flapsurile simple (Split flap)

Acestea sunt plăc i articulate pe partea din spate a a ripei, numai pe intrados (fig. 1 .1 c),
astfel că extradosul profilului rămâne nemodificat. Flaps ul nu are profil aerodinamic și nu
formează fantă la aripă în poziția bracat, în flap și aripă, în diedrul format, apare o d epresiune
puternică, de aproximativ
2
023.0 V p
, care provoacă o creștere a vitezei pe extradosul
profilului și se opune desprinderii stratului limită. Efectul bracării flapsurilor, denumite uneori și
voleți de intrados, este arătat în fig. 1.3.2 (corespunzător unui profil de grosime medie). Se
observă că are loc o mare scădere a unghiului de incidență α0 corespunzător portanței nule;
această scădere apare și în cazul voleților de curbură. Nu apare însă o modificare sensibilă a
pantei
ZC a profilului. Raportul corzii flapsului față de co arda aripei se recomandă a fi 0. 25 ÷
0.3, iar unghiul de bracaj

maxfl
55÷60
0 .

Fig. 1 .3.2. Variația derivatei (pantei)
volZC
 în funcție de coarda relativă a
voletului de hipersustentație
atvol
cc .

14 din 65
În comparație cu voleții de curbură, din punct de vedere aerodinamic flapsurile sunt
caracterizate prin:
-o valoare mai redusă a pantei
flZC
 ;
-crește ri ceva mai mici ale coeficientului
maxZC ;
-un coeficient
prXC mult mărit, din cauza vârtejurilor intense (siajului) care se formează în spate
între volet și aripă. ;

Prin urmare, pentru decolare și zbor în urcare, brac area unui astfel de sistem este
contraindicată. În schimb, pe panta de aterizare și la aterizare, frânarea suplimentară și
micșorarea fineței aerodinamice este avantajoasă. Cr eșterea pantei în zborul planat este
avantajoasă pentru pilot întrucât ”prinde” m ai ușor capătul pistei de aterizare și are un câmp de
observare mai bun. Și în acest caz, unghiul scade.

Volet tip Fowler

Acesta este un sistem evoluat de volet de intrados, cu axa de șarnieră deplasabilă în
spate, astfel că în afară de creșt erea curburii se obține și o oarecare creștere a corzii aripei c și
deci, o creștere a suprafeței acesteia ( ΔS). În plus, voletul este profilat aerodinamic și printr -o
ușoară deplasare a articulației în spre în jos, se formează o fantă care îmbunătățește c urgerea.
Pentru o evaluare aproximativă (anteproiect) pot fi folosite următoarele relații empirice de calcul
pentru creșterea relativă a coeficientului de portanță prin folosirea celor trei tipuri de voleți
descriși până acum:

2.025.0eCZ
(3)

pentru cazul voleților de curbură simpli și cu fantă și pentru voleții de tip Fowler:

16.032.0eCZ
(4)

15 din 65

Pentru estimarea mai exactă a eficie nței aerodinamice a sistemului hipersustentator, în
faza de anteproiect se poate folosi și metoda teo retico -experimentală a lui Allen, care va fi
detaliată în cursul acestui capitol. [6]
Coarda voletului Fowler reprezintă 30 ÷ 40% din coarda aripei, iar unghiul de bracare
este de 30 ÷ 400 pe direcția curentului neperturbat. În cazul profilelor subțiri apl icate la
avioanele de mare viteză, acest unghi se va reduce la 25 ÷35%. Trebuie avut în vedere că, în
cazul general, dispozitivele de hipersustentașie nu pot fi dispuse pe toată anvergura aripei (pe o
parte a acesteia se găsesc eleroanele, necesare controlu lui și comenzii transversale). Ca urmare,
notând cu S suprafața totală a aripei și cu S h suprafața controlată de dispozitivele de
hipersustentație, creșterea reală a coeficientului de portanță va avea expresia:

zh
Z Z CSSC C 
0 max
(5)

Prcatic, .

\

Fig. 1.3.3 Relația între coeficientul de
portanță C Z și coeficientul de moment
longitudinal C my, pentru o aripă prevăzută
cu voleți de curbură pe toată anvergura sa.

16 din 65
Așa cum s -a menționat anterior, la bracarea dispozitivelor de tip volet, la bordul de
scurgere (fugă) se mărește, simultan cu C Z și momentul de tangaj. În fig. 1.3.3 se prezintă, spre
exemplificare, unele curbe de variație. [6]
Dispunerea aripei în săgeată are un efect net de micșorare a eficienței oricărui tip de
voleți sau flap suri (fig. 1.3.4), prin scăderea pantei curbei
f Cz , corespunzător reației:

xC C
XZ
XZcos
0 0






  
(6)

pentru cazul când alungirea λ≥6 și

xC C
XZ
XZcos
0 0






  
(7)

pentru λ≥6, unde χ reprezintă unghiul de săgeată, iar este pan ta în cazul aripei
fără unghi de săgeată (aripă dreaptă). Ca urmare, creșterile ΔC , date în tabelul 1.3.1 trebuie să
fie corectate, pentru aripa în săgeată, cu formula empirică:

xh
Z Z hSSC C
loc
. max max
(8)

unde coeficientul estimat are expresia empirică:

 x x kx43 2cos cos1
(9)

Aceasta constituie cel mai mare dezavantaj al aripei în săgeată la aterizare, cu atât mai
mult, cu cât scade aproximativ în același raport și incidența maximă admisibilă:

x
x x cr cr cos
0 0
 
(10)

17 din 65

Fig. 1.3.4. Influența unghiului de săgeată al
aripei χ , asupra eficacității voleților de
curbură.

Totuși, în cazul voleților tip Fowler această scădere este atenuată, a șa cum se arată în fig.
1.3.5. Se obser vă că la unghiuri χ mari, avantajele volețil or culisanți sunt considerabile.

Fig. 1 .3.5. Influența unghiului de săgeată al aripei χ ,asupra
măririi relative a coeficientului maxim de portanță
1 – flapsuri simple; 2 – voleți Fowler (cu ax culisant).
De exemplu, dacă pentru χ=350, pentru vo leți Fowler cu coarda relativă
=0.3÷0.35
dispuși pe 60% din anvergura aripei se obține Δ =0.40 ÷0.45, aplicarea voleților simpli,
neculisanți, dă un spor de portanță de numai 0 .,30÷0.35. Din această cauză, la aripile în săgeată
se ap lică în prezent numai voleți Fowler. Întrucât asupra scăderii eficienței dispozitivelor de
hipersustentație plasate la bordul de fugă al aripei,influențează în special unghiul de săgeată χsp

18 din 65

al acestui bord, unghi care poate avea valori diferite față de un ghiul bordului de atac, se observă
că aripa delta prezintă un mare avantaj din acest punct de vedere.
Într-adevăr, săgeata bordului de fugă al unei asemenea aripi are valoare zero sau
învecinată cu aceasta (fig 1.3.6 a), de unde rezultă o creștere aprecia bilă a surplusului de portanță
în comparație cu aripa în săgeată dreptunghiulară sau ușor trapezoidală, așa cum se arată în fig.
1.3.6 b. Din acest punct de vedere, pentru a mări ficiența, s -a încercat chiar și la a ripile în
săgeată, cu unghiuri
sp relativ mari, să se monteze voleți având axa de rotire nu paralelă cu
bordul de fugă ci perpendiculară pe axa logitu dinală a avionului. [6]

Fig. 1.3.6. Unghiul de săgeată al bordului de fugă χsp pentru o aripă delta
(a) și influe nța acestuia asupra coeficientului

––- aripa fără dispozitiv de hipersustentație;
aripa cu voleți de curbură culisanți (Fowler).

Metodele teoretice de calcul a caracteristicilor aerodinamice a profilelor cu voleți dispuși
la bordul de fugă al ace stora au permis în ultimul timp o determinare destul de precisă a forței
portante și a momentului de tangaj. Curgerea în jurul profilului prevăzut cu un sistem
multicomponent de mecanizare a bordului de fugă (voleți multifantă) depinde într -o mare măsură
de particularitățile constructive ale sistemului hipersustentator: forma voleților, dispunerea
acestora ș.a.

19 din 65
Acest fapt a condus la necesitatea elaborării unui program de optimizare, care este destul
de complicat.În paralel cu acest program, s -au utilizat și o serie de metode semiempirice
perfecționate, bazate pe teoria profilelor subțiri, împreună cu o serie de date experimentale.
Acolo unde s -a putut, s -a considerat de asemenea sensibilitatea caracteristicilor voleților funcție
de soluțiile constructive a doptate (conform principiului: cea mai bună și cea mai proastă soluție
constructivă). Cel mai important efect care se obține prin bracarea unui volet dispus la bordul de
fugă al profilului, este il ustrat în fig. 1.3.7. Se presupune că pentru aripa de formă obișnuită,
relația dintre forța portantă și unghiul de incidență este liniară în gama incidențelor utilizate.
Se poate observa că dacă forma curbei de variație a forței portante nu este liniară din
cauza apariției desprinderilor la bordul de fugă la prof ilul de bază, profilul prevăzut cu volet la
bordul de fugă are un grad mai mare de liniaritate, ca urmare a prevenirii și întârzierii apariției
desprinderilor la bordul de fugă al profilului deformat. Influența voletului asupra formei curbei
de variație a coeficientului forței portante a profilului, va fi exprimată printr -o creștere a acestui
coeficient, la portanță nulă ( ), printr -o creștere a coeficientului maxim de portanță și printr –
o modificare a pantei curbei de variație a coeficientului de portanță funcție de incidență, la
unghiuri mici de incidență .

Fig. 1.3.7. Influența bracării voletului asupra

20 din 65
forței portante a profilului.
1) voleți bracați;
2) voleți escamotați.

Voletul de intrados

Randamentul aerodinamic nu depășește 70% deja la unghiuri mici de bracaj, ca
urmare a siajului care se formează între volet și profil. Scăderea odată cu creșterea bracajului
se produce relativ lin. Grosimea relativă a profilului pentru acest tip de volet nu are o influență
prea mare.

Fig. 1.3.8. Randamentul aerodinamic al voletului de intrados la crearea forței portante

Flapsul cu fantă

Pentru un flaps cu fantă proiectat corespunzător, creșterea forței portante la bracarea
acestuia nu depinde de stratul limită al profilului de ba ză pentru că, în jurul flapsului se formează
un nou strat limită. Randamentul aerodinamic, totuși este puternic dependent de forma
geometrică a flapsului și a fantei. [6]

21 din 65

Fig. 1.3.9. Randamentul aerodinamic al flapsului cu fantă simplă:
1- flaps cu axă fixă; 2 – construcție bună;
3- flaps Fowler.

Cea mai mare parte a măsurătorilor sistematice efectuate la NACA au condus la obținerea
unor flapsuri cu formă optimizată a fantei pentru fiecare unghi de bracaj, însă din considerentele
unei simplități cons tructive, flapsul cu fantă simplă are adesea o axă de rotație fixă. În aceste
condiții, caracteristicile flapsului cu axă fixă de rotație depind de poziția acesteia. În cazul
general, cu cât este mai jos dispusă, față de profil, această axă, cu atât mai ma re va fi
randamentul aerodinamic al flapsului, în condițiile asigurării unei forme optimale a flapsului și
fantei acestuia. Flapsurile cu fantă trebuie să se deplaseze în direcție axială pentru asigurarea
formei necesare a fantei. În urma acestei mișcări, coarda profilului de bază se mărește sensibil,
fapt ce produce creșterea forței portante. Pentru estimarea efectului asupra forței portante a
profilului produsă de c reșterea corzii , se recalculează rezultatul raportat la coarda inițială,
conform următoarei formule:

 ccC C C C C Z ZZ Z Z'
' '
0 00 0
(11)

22 din 65
unde
0'
ZC și
0'
ZC sunt raportate la coarda c. Considerând că
0ZC a rofilului de bază nu se
modifică după mărirea corzii
0'
ZC =

0ZC,obtinem :




 1' '
'
000ccCccC CZZZ
(12)

Valoarea se raportează de asemenea la coarda mărită



'ccv . Înlocuind gradientul forței
portante a profilului de bază cu valoarea 2 π (1/rad), obținem:

v ZC  2
0
(13)

unde
0ZC se ia în radiani și p oate fi calculat cu formule specifice.
La o geometrie dată a flapsului și sistemului său de suspensie, creșterea corzii poate fi calculată
iar în lipsa acestor informații, se vor adopta datele din fig. 1.3.11

23 din 65

Fig. 1.3.10. Randamentele aerodinamice ale flapsurilor cu două și trei fante:
1- teoria exactă; 2 – flaps cu triplă fantă; 3 -flaps cu dublă fantă cu volet de bord de atac fix;
4- volet auxiliar; 5 – curba optimă; 6 – curba medie; 7 – date nesatisfăcătoare .
În cazul poziției fixe a axei de rotație, mărirea corzii se determină cu ajutorul formulei:

v tgcZ
cc21210'

(14)

Flapsul Fowler

Din punct de vedere aerodinamic flapsul Fowler funcționează asemănător ca și flapsul cu
simplă fantă, de aceea p entru acest caz se va utiliza aceeași metodă de calcul.
Totuși, efectul de creștere a corzii (vezi fig. 1.3.11) este de câteva ori mai mare la flapsul
Fowler, cu toate că acest efect se micșorează din cauza micșorării raportului
'ccv și valorilor mai

24 din 65
mici ale
 . Pentru unghiuri de bracare între 30 ÷350 eficiența flapsului Fowler este mai mare
decât a flapsului cu simplă fantă.
Flapsul cu dublă fantă

Flapsul cu simlă fantă își menține eficacitatea pentru unghiuri de bracaj maxime de
aproximativ 400. Flapsul cu dublă fantă poate fi privit ca unul cu simplă fantă, prevăzut cu un
volet și cu o fantă care permite restabilirea eficacității curgerii curentului deviat de fluid. De
aceea, parametrii care se determină pentru flapsul cu dublă fantă au un caracter mai complex
decât pentru flapsul cu simplă fantă și sunt mai greu de determinat. În literatura de specialitate
sunt date două metode de determinare. [6]
Flapsul cu axă fixă . Metoda de calcul a valorii
ZC este analogă flapsului cu simplă
fantă, cu excepția randamentului aerodinamic , care se va lua din fig. 1.10. Curbele se referă la
construcții de flapsuri cu axă de rotație fixă, cu valori funcționale bune, medii și nesatisfăcătoare
și la cele cu formă optimă a fantei pentru fiecare unghi de bracare a flapsului. Valoarea maximă
a unghiului de bracare atinge 50 ÷550.
Flapsul cu dublă fantă cu geometrie variabilă . Voletul anterior se brachează cu un unghi
de până la 300 iar cel posterior, până la 30÷400, față de cel anterior. Este posibilă de asemenea
deplasare spre înapoi a voletului auxiliar. Creșterea totală a forței portante pentru această
configurație se determină cu relația:
0 0 0 2 1 Z Z Z C C C 
(15)

unde
0 1ZC consideră creșterea valorii
0ZC în cazul bracării ambelor componente ale
flapsului cu același unghi, în lipsa fantei dintre voleți. Această componentă se calculează
conform metodei expuse anterior pentru flapsul cu simplă fantă (vezi fig. 1.9).
0 2ZC consideră
creșterea valorii
0ZC din cauza bracării voletului posterior în raport cu cel anterior. În acest caz
se poate utiliza din nou metoda de calcul pentru flapsul cu simplă fantă randamentul putând fi
determinat cu ajutorul fig. 1. 10 pentru că voletul anterior micșorează eficacitatea voletului
auxiliar.

25 din 65
Coeficientul
 din formula trebuie să fie relaționat funcție de raportul dintre coarda
flapsului și coarda mărită a profilului deformat (cur bat), care se determină din fig 1.11 astfel:
a) voletul auxiliar al flapsului se rotește din poziția bracată în jurul punctului A până la
suprapunerea corzilor ambilor voleți ai flapsului;
b) ambii voleți ai flapsului se rotesc din poziția bracată a voletului anterior în jurul punctului
B până la suprapunerea cu coarda profilului aripei;
c) distanța de la bordul de atac al aripei până la bordul de fugă reprezintă lungimea corzii
mărite c’. Utilizând notațiile din fig. 1.11 se poate calcula valoarea corzii mărite, conform
următoarei formule:

cc
cc
ccv
v1'
(16)

Se observă că atingerea valorilor
vcc mai mari decât cele indicate în fig. 1.11 este
posibilă cu prețul complicării soluției constructive a sistemului hipersustentator și impl icit,
mărirea greutății aripei în ansamblu.

26 din 65

Fig. 1.3.11. Mărirea corzii ca urmare a bracării flapsului. Determinarea unor
valori tipice pentru unele configurații utilizate în practică :
I-flaps cu axă fixă,
vcZ0 =0.2;
I’- flaps cu a xă fixă,
vcZ0
II- poziția optimă a flapsului cu simplă fantă;
II’- poziția optimă a flapsului cu dublă fantă prevăzut cu volet de bord de atac fix;
III- flaps cu dublă fantă cu geometrie variabilă;
IV- flaps Fowler cu simplă și dublă fant ă, prevăzut cu volet de bord de atac fix;
IV’- flaps Fowler cu dublă și triplă fantă, având posibilitatea deplasării în direcție orizontală.

27 din 65
Flapsuri cu trei fante . Materialele publicate până în prezent sunt totuși insuficiente pentru
dezvoltarea unei me tode generale de calcul a flapsurilor cu triplă fantă. În fig. 4.14, datele
prezentate sunt conform studiilor lui B. J. Ljungström ( Experimental high lift optimization of
multiple element airfoils , AGARD -CP-143, 1974) și dau doar un singur punct (vezi săge ata din
figură) pentru randamentul aerodinamic
 . Pentru acest punct a fost determinat un unghi
echivalent de bracare , care caracterizează efectul global funcție de sistemul complex de flaps
multicomponent, iar coeficientul
 s-a determinat pe baza corzii echivalente raportate
vcc . În
aceste condiții, flapsul realizează o transformare a 81% din curgerea potențială în forță portantă
la un unghi maxim de bracaj (suma bracajelor componentelor flaps ului) de 600.
Curba propusă pentru este trasată prin calcul, considerând că 81% din curgerea
potențială (teoria exactă din lucrarea ” An exact theory of a thin aerofoil with large flop
deflection ” – J. A. Hay and W. J. Eggington) se utilizează pent ru creșterea forței portante la un
bracaj total al flapsului cu triplă fantă de maxim
050 .

Aripioare de fantă pentru bordul de atac

S-a constata t că existența unor fante (canale de legatura) convergente, cu o anumită
profilare, între i ntradosul si extradosul profilului dă posibilitatea formării unor curenți (jeturi)
tangențiali la ieșirea pe extrados, îmbunatatesc scurgerea și permit creșterea unghiului .
Aceasta ar constitui o așa numită arip ă Lachmann, sau aripă multifantă. C irculația mențtionată a
aerului se datorează faptului cunoscut, că la incidențe pozitive presiunea pe intrados este mai
mare (+) iar pe extrados este mai mică ( -), iar un asemenea “suflaj” al extradosului lui se
numeste “suflaj natural”. Creșterea incidenț ei maxime în prezența fantelor se explica prin
“injectarea” unei energii cinetice suplimentare în stratul limt ă, refacerea unui profil al vitezelor
convenabil și deci împiedicarea despri nderii acestui strat de pe pereț ii corpului.

28 din 65

Fig. 1.3.12. Variaț ia coeficientului pentru o aripă cu fantă î n bordul de atac.
Curba (1) – fară aripioar ă de fant ă.
Curba (2) – cu aripioar ă de fant ă.

Aripioara de fant ă poate fi fixă (slot) pe bordul de atac, însa în aces caz crește rezistenț a la
înaintare l a incidente mici (sau 0) astfe l ca î n present asemenea scheme sunt rar aplicate. Cel mai
adesea aripioara este m obilă, fiind deschis ă la inciden țe ridicate. În timpul deschiderii, în afară
de deplasarea spre fața are loc, simultan, ș i o mic ă deplasare în j os câ t și o anumit ă rotire. În
acest fel creș te coarda aripii, se m ărește curbura profilului, iar canalul fantei devine convergent.
Astfel, creș terea corespunz ătoare a suprafe ței po rtante este de aproximativ 10%

29 din 65

Fig. 1.3.13. Mecanismul deschideri i autom ate a aripioarei de fantă de bord de atac
a) Forțele de presiune pe aripioară la inciden țe mici
b) Forțele la incidenț e mari
c) Vectorii rezultanț i ai for țelor de presiune la diferite incidenț e

Bord de atac mobil (rabatabil)

Înclinarea bordului de atac, const ituie un gen de volet de curbură cu bord rotunjit, plasat
pe bordul de atac. D eci, ca și î n cazul voletului de curbur ă plasat la bordul de scurgere, se
măreste curbura relativ ă a profilului și, o data cu aceasta . Eficien ța acestui sistem este
relativ ridicat ă și se aplic ă în special la profilele sub țiri, cu mica raz ă a bordului de atac, în timp
ce la profilele groase se aplic ă în general vole ții de curbur ă la bordul de scurgere. Trebuie avut în
vedere c ă unghiurile maxime de bracaj ale bordului de atac sunt limitate la valori în jurul a
(profilele respective fiind sub țiri).

Bord de atac gonflabil

Întrucat inciden ța critic ă și coeficientul maxim de portan ța cresc o dat ă cu cre șterea razei
bordului de atac (la viteze mici), s -a em is idea de a îngrosa acest bord înaintea ateriz ării. Astfel,
una din solu ții Arsandaux -Goodrich, const ă în dispunerea în lungul bordului de atac a unei
camer e pneumatice care în zborul obi șnuit se integreaza în conturul profilului normal, fiind
umflat ă numai la aterizare, transformnd astfel profilul sub țire intr -unul cu mare grosime și
curbur ă. Într-o form ă moderat ă aceast ă solutie a fost aplicat ă la avionul F -84 F “Thunderstreak”,
cu aripa avand profil NACA 64 A0 10, al c ărui coe ficient de portan ță a cresc ut astfel la valoarea
=1.65.
Sistemul este relativ fragil și impracticabil pentru viteze mari. În prezent însa, cu material
noi un asemenea s istem ar putea fi reluat, av ând în vedere c ă profilele actuale, laminare, sunt
caracterizate tocmai prin raze mici ale bordurilor de atac, total dezavantajoase la viteze mici.

30 din 65
Volet de curbur ă dublu sau multiplu

Prin dispunerea la bordul de fug ă a unui dublu volet de curbur ă, cu doua fante, se mare ște
și mai mult efectul de cre ștere a for ței portante. Mecanismul de amestecare a jeturilor și de
creștere a energiei cinetice (“energizare”) în interiorul stratului limit ă de pe o arip ă complex ă cu
dublu volet de curbur ă și cu aripioar ă de fant ă este ar ătat, schematic, în figura de mai jos.

Fig.1.3.14. Dezv oltarea stratului limt ă pe un profil de arip ă cu mai multe fante
A – aripioar ă de fant ă pentru bordul de atac 1- strat limit ă laminar
B – corpul de baza al aripii 2 – domeniu de tranzi ție
– dublu volet de curbura cu fante 3 – strat limit ă turbulent
4 – strat limit ă de confluent ă

In prezent exista dispositive de hipersustentatie chiar si cu triplu volet de curbura, insa in
acest caz este necesar a se trece la un suflaj artificial (fortat).
Aripi cu deformă ri elastice ale curburii pr ofilelor

În scopul unei cre șteri c ât mai mici a coeficientului rezisten ței de profil , pentru o
anumit ă creștere a coeficientului , modificarea ideala a curburii ar fi aceea far ă ieșitur, adic ă
fara discontinuita ți ale conturului. La s istemele obi șnuite existente asemenea discontinuita ți apar
în regiunea articula ției vole ților, suprafe țelor de comand ă etc. Evitarea punctelor de v ariație
brusc ă a cuburii (unde în absen ța fantelor cu suflaj stratul limit ă în general se și desprinde) se
poate ob ține numai printr -o deformare elastic ă a profilului, cu o mare raz ă de cubur ă.
De observa t că în acest caz canalul ce se formeaz ă la articula ție dispare, ceea ce în
special pentru profilele laminare, foarte sensibile la orice neregularitate, prezint ă un mare

31 din 65
avantaj. In prezent, datorit ă unor material e sintetice cu înalta rezisten ța și mare elasticitate, c ât și
a fibrelor de sticl ă, asemenea aripi exist ă și au fost aplicate la unele planoare, nu ca mijloc de
hipersustenta ție la aterizare ci ca elemen t de modificare a curburii relative a profilelor laminare
în zbor. Prin o asemenea modifcare se modifc ă si , si ca urmare planorul poate zbura cu
finițe maxim ă la mai multe regimuri de vitez ă , dupa dorin ța pilotului. [6]

1.3.2.Dispozitive de hipersustentaț ie prin controlul stratului limit ă

1.3.2.1 .Dispozitiv e de hipersustentaț ie cu absorbț ia stratului limit ă

Primele experimențe î n leg ătura cu asemenea procedeu, adic ă absorb ția stratului limtă
având energie cinetica sc ăzuta, de pe acele par ți ale aripii unde apare pericolul desprinderii
acestuia, au fost f ăcute de O. Schrenk, înca în perioada 1930 -1935, deci cu mult timp înaintea
raspândirii actualelor sisteme cu suflaj artificial.
Locul stratului limit ă turbulent absorbit este preluat de un a lt strat exterior, laminar, cu
energie cinetica marit ă. Se ob țin deci, ca efecte principale:
a) întarzierea sau evitarea desprinderii stratului limit ă
b) menținearea scurgerii laminare pe profil.
Ambele efecte se traduc prin cre șterea coeficientului global de p ortant ă . În acest process se
define ște urm ătorul coeficient adimensional:
Coeficientul de debit :
0SVQCQ
(17)

Q = debitul de aer aspirat, în condi țiile si ale mediului exterior neperturbat ;
S = suprafa ța aripii [ ] ;
= viteza de zbor ;

32 din 65
Coeficientul de presiune :
2
00
2VQPPCP

(18)
p = presiunea statică în fanta de aspiraț ie ;
= presiunea static ă în mediul înconjurator ;
Q = densitatea aerului în mediul exterior;

În principiu, aspi rația stratului limit ă ar putea fi facut ă prin intreaga suprafat ă a aripii, sau
pe o zona extins ă a extradosului, prin pere ți porosi, ceea ce însa practic este greu de realizat si de
exploatat ( orificiile s -ar înfunda, rezisten ța aripii ar fi mai mic ă etc.). Ca urmare aspira ția se face
prin fante izolate (una sau mai multe) plasate în puncte bine stabilite.

Fig. 1.3.2.1.1 .Aspira ția stratului limit ă de pe pere ții aripii.

Întruc ât stratul limit ă absorbit este relativ sub țire, coeficientul de debit neces ar este
redus. Energia consumat ă pentru aspira ția și refularea ulterioar ă în exterior a debitului de aer Q

33 din 65
depinde de parametri aerului la aspira ție, de pierderile de sarcin ă la trecerea prin fante și
conducte, c ât și condi țiile în care se face ref ularea.
Puterea teoretic ă ( fară a ține cont de randamentul pompelor de aspira ție) necesar ă pentru
vehicularea debitului de aer Q prin sistemul de aspira ție este:

pQ Wasp
(19)

Aceasta poate fi exprimat ă printr -o putere echivalent ă, de pro pulsie în zbor, care ar
corespunde unui coeficient de rezisten ța la înaintare caracteristic , specific sistemului de
aspira ție:

S VQC WXasp asp 2
02
(20)

Exprim ând m ărimile Q și Δp cu ajutorul coeficien ților și dați de re lațiile de mai
sus, se obtine:

Xasp X Xasp C C C 
(21)

Aspira ția prin fante dispuse la bordul de atac al profilelor sub țiri cre ște portanta
asemanator cu aripioarele de fant ă ( acestea din urm ă nu se pot aplica la borduri de atac sub țiri).

1.3.2.2 .Dispozitive de hipersustenta ție cu suflaj

Suflajul stratului limit ă a făcut obiectul multor s tudii și experiment ări moderne, în special
după răspandirea în mas ă a motoarelor aeroreactive, care reprezint ă surse pentru debite ridicate
de aer comprimat.
Ca și în cazul proedeul prin aspira ția stratului limit ă, prin suflaj se pot ob ține succesiv, în
funcție de m ărimea debitului suflat, dou ă efecte :
a) într-o prima faz ă, prin ac țiunea asupra stratului limit ă se evita desprinderea acestuia,
astfel c ă scurgerea devi ne similara cu aceea teoretic ă, corespunz ănd fluidului ipotetic
lipsit de v âscozitate;

34 din 65
b) în faza urm ătoare, la o cre ștere a debitului de aer suflat, are loc o cre ștere pentru valoarea
sa teoretic ă, adic ă o valoare mai mare dec ât aceea crorespunz ând fluidului nevâscos
(supercircula ție);

În cazul debitelor moderate de aer transmis prin suflaj, acesta este suflat, î n general, la
articula ția vole ților de curbur ă sau în regiunea bordului de atac. În cazul unor debite mari,
acestea sunt trimise prin bordul de scur gere al aripii, cu o anumita orientare, ob ținandu -se un
efect similar sa u mai intens dec ât cel ob ținut cu vole ți de curbur ă eficien ți, simpli sau multipli.
Ca urmare, ansamblul este denumit si stem cu “vole ți fluizi” sau voleți cu jet”.
Parametrul de baz ă care define ște un sistem cu suflaj este denumit coeficent de suflaj sau
“coeficient de impuls” , definit prin raportul:

SVV QCj j j

2
00
2


(22)

unde indic ația “j” se refer ă la jetul suflat (densitate, debit ș i viteza), iar indic ația “0”
corespund e curentului de aer exterior atmosferic (curentul neperturbat). S este suprafa ța aripii,
adică aceea și suprafață de referință ca și pentru coeficienț ii și . Produsul este debitul
masic de fluid suflat și ,presiunea jetului scade pâ na la valoarea se poate scrie:

j j Vls Q m 0 0
(23)

unde s este la țimea fantei prin care este suflat jetul, iar l este lungimea acesteia.

În experientele efectuate în tunele aerodinamice se masoara debitul și se calculeaza
viteza d e evacuare a acestuia prin fantele , de la o presiune ini țiala(generatoare), pâna la
presiunea î n scurgerea exterioar ă . Avâ nd în vede re expresiile de mai sus, se obț ine, pentru
coeficientul de jet:

02VVC Cj
Q

(24)

35 din 65
În scurgerea bidimensională , pentru un tronson de arip ă avâ nd lungimea egala cu
unitatea, si coarda c, se ob ține:

0 0 VV
cs
VSQCj
Q 

(25)

sau

csC
CQ22


(26)

În practica, viteza este subsonic ă, putând deci sa fie legată de dif erenț a de presiune
Δp= – prin ecuaț ia Bernoulli, ceea ce permite introducerea coeficientului de presiune:

2
0 2
00
2



VV
VpCj
p

(27)

Contrar î nsa procedeului prin aspiratie, unde debitel e absorbite sunt relativ mici, î n cazul
suflajulu, valori mari pentru Δ , impun coeficien ți de suflaj de valori relativ ridicate. [6]

1.3.2.3 .Vole ți suflati

Experie șele au ar ătat ca se ob ține o eficien ța relativ ridicat ă prin suflarea unui jet de
subțire, cu mare vitez ă, pe extradosul voletu lui de curbur ă bracat, adic ă acolo unde, far ă suflaj,
stratul limita se desprinde. Printr -un asemenea suflaj („injectare” de impuls), se ob ține deci, la o
anumit ă valoare a coeficientului de suflaj, denumit ă coeficient de realipire, o men ținere a
stratului limit ă lipit de extradosul arip ii (voletului) p ână la bordul de scurgere.
In fig.1.3.2.3.1 se arat ă una din variantele de realizare practic ă a voletului suflat; în
poztita închis, voletul obtureaz ă (insa și robinetele special pentru admisia aerului compri mat în
canaliza ția central ă). S-a trasat și pofilul vitezelor pe extradosul voletului. Faptul c ă stratul limit ă
cu energie cinetic ă marit ă se men ține lipit de partea convex ă a voletului, se explic ă prin
cunoscutul efect Coand ă.

36 din 65
În scopul cre șterii coeficie ntului prin evitarea desprinderilor stratului limit ă de pe
bordul de atac, caz caracteristic profilelor sub țiri, cu mic ă rază a bordului de atac, suflajul se
poate aplica și la bordul de atac al profilului, cu efecte foarte bune. (Fig. 7b)

Fig. 1.3.2.3.1 . Suflajul stratului limit ă prin fant ă la voletul de curbur ă (a) și prin fant ă în bordul de atac al
aripii (b). Structura stratului limit ă (c).

În ce prive ște procesul de ac țiune al jetului de vitez ă ridicat ă și de amestecare a celor
două stratu ri, acesta este foarte complex. La voletul posterior al aripii, stratul limit ă, inainte de a
lua contact cu jetul evacuat prin fant ă este, în cazul general, turbulent, în timp ce jetul însuși este
laminar sau, uneori, de asemenea turbulent.
De remarcat c ă sistemele de suflaj m ăresc coeficientul de portan ță chiar și în cazul în care
voleții nu sunt braca ți. În acest sens fig. 1.3.2.3.2 arată creșterile respective, far ă volet bracat
(curba I), numai cu volet bracat, f ără jet (curba II) și combin ând cele 2 sist eme (curba III). [6]

37 din 65

Fig. 1.3.2.3.2. Eficien ța dispozitivelor de hipersustenta ție; I-sisteme cu jet suflat; II -sisteme cu
modificarea formei geometrice a bordului de scurgere; III -sisteme combinate;

Cele doua metode de hipersustenta ție activ ă, prin as pirație și prin suflaj, pot fi asociate
între ele de -a lungul profilului, a șa cum se arata in fig .1.3.2.3.3 . Mai mult chia r, aspira ția și
suflajul pot fi produse de acela și generator. Principiul unui asemenea sistem const ă în antrenarea
unui fluid motor cu energie înalta, care antreneaz ă un fluid 2 cu energie mai scazuta. Impulsul
rezultat este suma impulsului celor doua fluide. În practic ă exist ă și pierderi .

38 din 65

Fig. 1.3.2.3.3. Sisteme combinate de hipersustentatie combinate, prin aspiratie -suflaj.

Voleți “fluizi”

S-a văzut c ă “suflarea” diferitelor tipuri de vole ți se ob țin importante cre șteri ale
coeficen ților de portant ă. De aici idea, pus ă și în aplica ție, de a renun ța cu totul la vole ții de
curbur ă solizi si a -i înlocui cu jeturi de fluid, evacuat e cu vitez ă mare prin fante înguste dispuse
în regiunea bordului de scurgere al aripii. Denumirea unui asemenea sistem, data de c ătre
cercet îtorul englez Davidson,se datoreaz ă deci, tocmai faptului c ă acțiunea global ă a jetului de
fluid aseaman ă cu efectul voleților de curbur ă.
Spectrul aproximativ al scurgerii, precum și forța de im puls care acț ioneaz ă asupra aripii
cu evacuarea jetului prin bordul de scurgere, cu unghiul Ɵ fa ță de coard a profilului, sunt ar ătate
in fig .1.3.2.3.4 . Jetul respectiv antrenea ză și aerul din jurul aripii, schimb ând deci caraterul
scurgerii (se creeaz ă o supracircula ție).

39 din 65

Fig. 1.3.2.3.4. Schema voletului “fluid”. Componentele for ței de impuls J ale jetului:
=JsinƟ – componenta vertical ă (se aduna cu portanta);
ΔT=JcosƟ – componenta orizontal ă ( constituie un surplus de for ța propulsiv ă);

În ceea ce prive ște deflectarea în spre în jos a jetului suflat cu unghiul Ɵ, aceasta poate fi
printr -o fant ă cu inclinare de valoare constant ă, practicat ă în bordul de scurgere al aripii, fie
printr -un dispozitiv cu înclinare variabil ă, prin care se poate ob ține o întreaga gam ă de valori,
după nece sitate.

40 din 65

Fig.1.3.2.3.5. Diferite procedee de întoarcere a jetului evacuat (suflat) din arip ă;
a) Volet fluid;
b) Volet Coand ă;

În prezent se experimenteaz ă și s-a trecut chiar la aplicarea pe avioane existente în
exploatare, a unor sisteme de hipersustenta ție de înalta eficien ță, bazate nu numai pe suflaj de aer
comprimat ci chiar si pe suflajul gazelor evacuate din motoarele de propulsie, a sa cu m se arat ă în
schemele din fig. 1.3.2.3.5 .

41 din 65

Fig. 1.3.2.3.5. a) Sctiune transversala prin instalatii pentru sistemele de hipersustentatie de mare eficienta;
b) Curbele polare pentru acestea;

Astfel , sistemul VT (vectored thrust) adic ă “trac țiune ve ctorial ă” se folose ște de o parte
din impulsul gazelor evacuate din motor, care sunt deviate în jos cu un unghi de 40 -60 de grade.
Aceasta denumire provine de la faptul ca vetorul trac țiune al motorului poate fi orientat în orice
direcț ie, la comanda pilot ului.
În cazul sistemuli AW (augmentor wing), gazele de la motor, sau aerul comprimat de la
turboventilatorul motorului turboreactor cu dublu flux, este transmis la un sistem de vole ți
despica ți, form ând un difuzor, prin care este deviat în jos cu unghiul dorit.
Sistemul USB (upper surface blowing), adic ă suflaj prin extradosul aripii, folose ște fluxul
de gaze și aer al unor motoare cu dublu f lux, trimis în lungul extradosului aripii, sufl ând în
continuare un sistem complex de dubli sau tripli vole ți, de ca re se men ține lipit prin efect
Coanda.
Sistemul EBF (externally blowing flaps), adic ă flapsuri suflate prin exterior, const ă, asa
cum denumirea arata, în trimiterea jetului global de gaze al motoarelor cu dublu flux, pe

42 din 65
dedesuptul aripii, asupra unor vole ți multipli, con ținând un sistem complex de fante, efectul fiind
o mare cre ștere a for ței portante.
Sistemul IBF (internally blown flaps ), adic ă flapsuri suflate prin interior, flu xul de gaze
de la motoare este trimis prin interiorul aripii prin conducte i zolate termic, asupra extradosului
voleților de curbur ă.

43 din 65
2.Dispozitive de hipersustenta ție
ale aeronavelor C-27J Spartan și F-16

2.1. C-27J Spartan

Fig.2.1. Alenia C -27J Spartan

Alenia C -27J Spartan este un avion militar de tr ansport de dimensiuni medii. C -27J este
un derivat avansat al avionului Alenia Aeronautica G.222 (denumit C -27A Spartan în serviciul
SUA), cu motoare și sistemele lui Lockheed Martin C -130J Super Hercules. Aeronava a fost
selectată pentru proiectul Joint C argo Aircraft (JCA)/Avion de Transport Comun pentru armata
Statelor Unite, pentru care L -3 Communications este prim contractor.C -27J a fost comandat de
către forțele aeriene militare din Australia, Italia, Grecia, Bulgaria, Lituania, Mexic, Maroc,
România, Peru și Slovacia.
Aeronava C27J Spartan este ultima achiziție în aviația militară de transport aerian,
facută de Forțele Aeriene Române. Au fost comndate șapte aeronave pentru a îndeplini
necesitățile Forțelor Aeriene . Aeronavele comandate de către Forț ele Aeriene Române sunt în
configurat full-option pentru supraviețuirea în mediu ostil, putând desfășura următoarele misiuni :
de transport de personal, containere sau tehnică de luptă), MEDEVAC( fiind dotate cu
echipamente specifice), și operațiuni speciae . Pentru o viitoare modernizare se dorește și
implementarea funcției de realimentare în zbor, fapt ce ar sporii funcționalitatea si

44 din 65
performanțelle aeronavei atat în misiuni de transport căt și în misiuni în teatrele de operații unde
este nevoie de o stațio nare în aer pe o durată mai lungă de timp. Acest tip de aeronavă este una
dedicată trensportului tactic, fiind dotată cu o rampa de încărcare construită în fuselajul
posterior. Avionul are capacitatea de a transporta 46 de militari complet echipați ,insă in funție
de specificul misiunii poate ajunge la 62. Acesta poate transporta 46 de parașutiști ce pot fi
lansați prin treapta posterioară a fuselajului sau prin ușile laterale . Totodată, poate aproviziona cu
marfă a trupelor aflate în teatrele de operații sau a trupelor aflate în teren executând diferite
misiuni. Acesta poate transporta o g amă de paleți militari standard 463 L,( de tip HCU -E- în
număr de 3 și HU -12E în număr variabil între 1 și 6). Avionul poate transporta două vehicule
HUMVEE sau a două ve hicule ușor, doua camioane de tonaj scăzut, artilerie pe roți, obuziere,
etc. În varianta M|EDEVAC, aeronave aer șase locuri pentru personalul medical , 36 de tărgi, si
aparatura medicală de ur gență. Avionul mai este dotat si cu sisteme de supraviețuire în mediu
ostil. Unele surse susțin faptul că sistemul DASS( Defensive Aids Sub System) folosit de către
Forțele Aeriene Române este net superipor a celui utilizat de Bulgari, Lituanieni, și Italieni.
Acest sistem supraveghează mediul exterior aa aeronavei, și informează piloții cu date despre
prioritățile și tintele aer-aer, aer -sol oferind contramăsurile recomandate fiecărui tip de țintă. În
caz de urgență , sistemul poate fi operat și manual de piloți și cuprinde: receptoare de avertizare
de radiolocație ALR 733 V12, sisteme de avertizare apropiere rachete AAR -60 S, sisteme de
avertizare la iluminare laser RALM 01 V2, dispersoare de dipoli si capcane termice cu 14
Rezervo arele de combustibil, atâ t cele din planul central cat si cele din planurile din
extremit ăți, asigură alimentarea aeronavei cu 12320 litri de combustibil, oferindu -i o autonomie
maxima de 5926 km (autonomia depinde de cantitatea incarcaturii de la bord, cea minima fiind
de 1852 km cu o încărcătură de 10 tone). In viitor Se dorește ca aeronava s ă fie capabilă de
realimentare în zbor , priza fiind amplasat ă in partea stang ă deasupra postului de pilotaj.
Avionul C -27J Spartan este un avion proiectat și construit de către Alenia Aeronautica,
menit să reprezinte o întreagă generație de avioane militar e de dimensiuni medii. Acesta este un
avion remarcabil în clasa din care face parte având o capacitate manevrieră și tactică superioară.
Acesta este destinat să execute misiuni tactice, în operații de menținere a păcii și umanitare
asigurând transportul ae rian direct în teatru, ziua și noaptea. Totodată avionul are caracteristici
de supraviețuire proprii datorită propulsiei puternice si designului aerodinamic care oferă calități
de pilotare excelente, precum și datorită unei foarte bune manevrabilități. Mai mult, toleranța
prin condtrucție la avarii, redundanța sistemului, separația fizică din construcție, isolarea și

45 din 65
blindarea componentelor fac din Spartan un avion robust si interesant de studiat din mai multe
puncte de vedere.
Contractul pentru achiziția a vionului C -27J Spartan a fost semnat între Ministerul
Apărării Naționale și Alenia Aeronautica SpA în decembrie 2007, iar primele avioane au fost
livrate în anul 2010.
Având în vedere caracteristicile avionului si multitudinea de misiuni pe care le poate
executa, fiecare având specificul ei, fapt ce necesită o gamă foarte permisibilă de exploatare,
vom studia elementele de hipersustentație, construcția, modul de utilizare și limitari ale acestor
elemente constructive. .

Elementele de hipersustentaț ie

Supra fețele flapsurilor sunt atașate de secțiunea centrală si exterioară a bordului de fugă.
Exista câ te 2 flapsuri pe fiecare plan, unul in secțiunea exterioara si celă lalt pe secțiunea centrală
al fiecă rui plan.

Fig. 2.2. Elementele de hipersustentaț ie
ale aeronavei C -27J Spartan

46 din 65

Flapsul central și cel exterior au curse diferite:
a) escamotat complet, flapsul central are curs ă maximă de 20 de grade
b) flapsul exterior atinge o cursă de maxim 45 de grade

Acesta p ot fi scoase pe orice poziție intermediară de că tre pil ot cu ajutorul levierului de
acționare a flapsului.

Fig. 2.3. Levier de acț ionare al flapsului

Levierul are dispus pe lateral un selector cu siguranță pentru a preveni acț ionarea
accidental ă a acestuia. Dac ă levierului nu este siguran țat un me saj de avertizare o s ă apară pe un
display dedicat : “FLAP LEVER UNLOCK”
În cabina se află un sistem ce indic a poziț ia flap sului pe una dintre cele 5 poziț ii.

47 din 65

Fig. 2.4. Indicatorul poziț iei flapsurilor
Flapsurile sunt acționate hidraulic, aeronava avâ nd 2 astfel de sisteme:
a) primul sistem asigură acționarea acestora î n regim normal de utilizare
b) al doilea asigur ă acționarea acestora în regim de urgență

Cele 2 sisteme pot fi controlate printr -un comutator dotat cu un indicator optic.

Fig. 2.5. Indicator optic

48 din 65

Viteza maximă cu flapsul escamotat

Poziț ia flapsului Viteza
1 180 KCAS
2 175KCAS
3 172KCAS
FULL 165KCAS

2.2.F-16 Fighting Falcon

Fig.2.6. F -16 Fighting Falcon
În anul 1972, Forțele Aeriene Americane decid să finanțeze un prototip al avionul de
vânătoare al firmelor General Dina mics și Northrop, prototipuri cu denumirea de YF -16 și YP –
17. În anul 1975, modelul prezentat de General Dynamics a fost ales pentru a fi produs în serie,
primul avion F -16 efectuând primul zbor în august 1978.În anul 1980, în cadrul unei festivități la
Baza Aeriană Hill din Utah, Forțele Aeriene Americane au numit in mod oficial aeronava : F-16
Fighting Falcon.

49 din 65
Aceasta a fost destinată superiorității aeriene datorită excelentelor capacități aer-aer. O
aeron avă multirol este un ansamblu de arme care este capabil să execute spectru de misiuni, atât
aer-aer, aer -sol, aer -mare și război electronic. Capacitațile aeronavei completate si dezvoltatea
de-a lungul timpului în congruență cu modernizările aduse proiectu lui inițial, au transformat
aeronava F -16 într-un ansamblu de luptă complet.
Aeronava este configurata in varianta A/A cu maxim 6 rachete radar active sau IR, sau in
varianta A/G cu maxim la 6 bombe neghidate, 2 -4 bombe ghidate laser sau GPS, TGP, contain er
de bruiaj si 2 rachete A/A. In aceste variante aeronava are acrosate 1 -3 rezervoare suplimentare.
În septembrie 2014, primii ofițeri din Forțelor Aeriene au început cursul de trecere pe
aeronava multirol la Baza 5 Aeriană de la Monte Real, Portugalia ,.La finalu l acestui program de
pregătire, alți 80 de mili tari (piloți, personal tehnic și specialiști) vor fi instruiți pentru capabili
să execute toată gamă de misiuni specifice aeronavelor F -16.Pregătirea personalului se realizează
în două etape -prima în Portugalia și doua în România. Cele șase aeronave (cinci în simplă
comandă și una în dublă) modernizate, au intrat în dotarea Forțelor Aeriene Române pe data de
29 septembrie 2016, iar următoarea serie de trei aeronave F -16 Fighting Falcon (două în simp lă
comandă și una în dublă) a ajuns în țară pe 15 decembrie 2016, urmând ca escadrila să fie
completată cu celelalte trei aeronave în cursul anului 2017.
Avioanele au resurse de zbor de 4500 ore de zbor fiecar; aceasta înseamnă că durata de
exploatare va f i de minimum 20 de ani , cu un număr de maximum 200 de ore de zbor pentru
fiecare aeronavă.

F-16 MLU 5.2R
În cadrul acestui program “ Mid-Life Update ” au fost modernizate 380 de avioane, iar
dezvoltarea acestora continuă. România este a 27 -a țară care int roduce în serviciu aeronavele F –
16 Fighting Falcon, în cadrul programului Peace Carpathian urmând a fi livrate 12 aeronave F -16
MLU în varianta de modernizare M5.2R.Această versiune include numeroase elemente
caracteristice care oferă capabilități similare variantelor Block 50/52 aflate în producție.
Aplicarea pachetului de modernizare MLU M5.2 pentru avioanele ce vor intra în dotarea
Forțelor Aeriene Române este în curs și se face la uzinele OGMA din Lisabona și la Baza
Aeriană 5 Monte Real.Aeronavele folo sesc schema de vopsire Carpathian Ghost, care asigură un

50 din 65
camuflaj optim pentru îndeplinirea misiunilor de apărare aeriană în condițiile de mediu specifice
României.
Programul de modernizarea MLU 5.2R cuprinde:
 Motorizare F100 -PW-220E – control digital;
 Sistem de armament ce permite atacul țintelor terestre cu muniție de precizie atât ziua cât
și noaptea;
 Rachete aer -aer cu ghidare IR (AIM -9 M și X ) dar și rachete radar active AMRAAM
AIM -120C -7;
 Muniție aer -sol cu ghidare laser / GPS / EO / IR;
 TGP – Sniper pentru identificarea țintelor A/A și identificarea/iluminarea țintelorA/S;
 Sistem de management război electronic ce integrează sistemele de avertizare,
autoprotecție și bruiaj electronic;
 Sistem de vedere pe timp de noapte și sisteme de iluminare interio ară și exterioară;
 Cască pilot HMCS;
 Sistem de transmitere a datelor Link 16;
 Sistem avansat de identificare amic -inamic;
 Sistem de comunicații securizat.
CARACTERISTICI TEHNICO -TACTICE
 Anvergura: 9,4 m
 Lungimea 15,1 m
 Înălțimea: 5,1 m
 Suprafața portantă: 27,9 m2
 Greutatea gol: 7,4 t
 Greutatea în configurație de luptă: 11,5 t
 Greutatea maximă la decolare: 17,0 t
 Viteza maximă (H=11000m): Mach 2,05 / 2180 km/h
 Viteza maximă (H=0m): Mach 1,2 / 1470 km/h
 Plafon static: 16700 m
 Autonomia (cu rezervoare suplimen tare): 4400 km
 Instalația de forță: 1 motor Pratt & Whitney F100 -PW-220E
 Tracțiunea în regim maximal: 6800 kg/f
 Tracțiunea în regim de forțaj: 11400 kg/f

51 din 65

ARMAMENT
 Tun de bord: M61A1 Vulcan, calibru 20 mm, 6țevi, 511 proiectile
 Puncte de acroșaj: 2 la vâr f de aripă, pentru rachete aer -aer, 6 sub aripi, 3 sub fuselaj, cu o
capacitate totală de 7700 kg.
 Rachete:
 Aer-aer:
 6 × AIM -9 Sidewinder
 6 × AIM -120 AMRAAM
 Aer-sol:
 6 × AGM -65 Maverick
Bombe:
 4 × Mark 84
 8 × Mark 83

Având în vedere caracteristicile avion ului si multitudinea de misiuni pe care le poate
executa, fiecare având specificul ei, fapt ce necesită o gamă foarte permisibilă de exploatare,
vom studia elementele de hipersustentație, construcția, modul de utilizare și limitari ale acestor
elemente con structive..

Elementele de hipersustenta ție
Pe un avion de linie, aceste flapsuri sunt suprafețe separate față de eleroanele, dar F -16
economisește spațiu și greutate: folosește flapsul care acționează atât ca flapsuri tradiționale –
atât în jos împreună, cât și în mod separat (unul în sus, unul în jos ), precum și ca eleroane pentru
controlul aeronavei in jurul axei de ruliu. Acest ansamblu se nume ște flaperon.
În timp ce majoritatea oamenilor este familiarizat ă cu flapsuri pentru bordul de fugă
(suprafețe le de control din spatele aripii care se deplasează pentru a crește portanta), F -16 are, de
asemenea, flapsuri pentru bordul de ata c. Acestea maresc forta portantă în timpul decolării și
aterizării modificand automat curbura aripii în diferite condiții de zbor.Acest lucru oferă

52 din 65
performanțe mai bune de decolare / aterizare, rezultând o manevrabilitate mai buna la unghiuri
de atac crescute.
Flapsul de bord de atac este acț ionat mecanic si poate deflecta de la 2 ° la 25 ° în funcție
de co menzile primite de l a calculatorul central. La aterizare, flapsul va merge automat la poziția
2° “UP” atunci când aeronava are greutate pe roți și viteza este de 60 kts. Acesta este controlat
de un comutator care are 2 moduri : „AUTO” si „LOCK”. Ramane în AUTO î n timpul zboru lui
normal. Dacă este pus în LOCK, acesta va rămâne în poziția setată, independent de ceea ce
spune calculatorul de bord.

Fig. 2.7. Diferite configuratii ale elementelor de hipersustentatie

53 din 65
2.3.Boeing 747

Fig.2.8. Boeing 747
Boeing 747 este o aeron avă americană de pasageri cu 4 motoare lung și foarte lung,
curier de mare capacitate produs de firma Boeing. Este o aeronava cu două culoare de diametru
mare . Timp de 35 de ani a deținut recordul de cel mai mare avion de pasageri din lume, record
doborât de Airbus A380. Din cauza mărimii, a fost poreclit și Jumbo Jet.
Aeronava are două etaje, etajul superior fiind puțin mai scurt decât cel inferio r, creând
impresia unei cocoașe. Din acest motic este ușor de recunoscut inclusiv de către publicul larg.
Este cel mai popular avion de capacitate foarte mare, fiind produse 1387 de bucăți, cu încă 120
comenzi, atât de marfă cât și de pasageri. În mod normal, transportă până la 524 pasageri la 0.85
Mach pe o distanță de maxim 13.446 km. Deși proiectanții se aștep tau să devină rapid depășit, au
fost produse 4 generații ale modelului, cu o a cincea urmând a fi lansată în 2009.
Avionul a fost produs ca urmare a revoluției în transportul aerian survenite în anii 1960.
Dacă cu doar 10 ani în urmă, transportul aerian er a un produs de lux, inaccesibil majorității
populației, revoluția adusă de avioanele cu reacție, precum Boeing 707 și DC -8 a dus la
necesitatea unui produs care să poată transporta un număr foarte mare de oameni, mai ales la
clasa economic (pe atunci numit ă "turist"), pe distanțe mari, fără oprire. Ideea a aparținut lui Juan
Trippe, de la PanAm o figură legendară în aviație, acesta contactând Boeing după ce acesta
pierduse un contract pentru realizarea unui avion de mare capacitate pentru armata americană.

54 din 65
Un lucru revoluționar la acest avion a fost includerea de motoare cu reacție
turboventilatoare cu bypass înalt, având putere mai mare pentru un consum de combustibil mult
redus.
Elementele de hipersustentaț ie
Boeing 747 este al treilea avion Boeing care ut ilizează un sistem sofisticat de dispozitive
de hipersustentatie. Aripa acestui avion este mult mai subțire decât cel al predecesorilor săi
comerciali. Are flaps Krueger ca dispozitive de hipersustentatie pentru bordul de atac, dar nu pe
întreaga deschider e a aripii; aproximativ 2,54 metri ai aripii nu au nici un dispozitiv de
hipersustentatie pe partea laterală a fuselajului.
Între motoarele interioare și cele exterioare 5 flapsuri Krueger sunt montate pe legături de
4 bare. Modelele -100, -200 și -300 au încă 5 flapsuri Krueger aflate în afara motorului exterior,
în timp ce modelul -400 are 6 astfel de flapsuri . Flapsul Krueger se deplasează descriind un
unghi orizontal de aproximativ 68 ° și formează o curbur sporita cu flapsul de pe bordul de fuga
atunci cand este actionat.
Datorită limitelor de anvergura pentru panourile Krueger, modelele Boeing 747 -100, –
200 și -300 au 13 panouri Krueger pe jumătate de aripă. 747 -400 are 14 panouri pe fiecare parte
sau 28 pe avion, cu 56 legături de sprijin și elemen te de acționare pentru avion. Pe partea
exterioară al fiecărui suport de montare pe motor există un decalaj destul de mare între seturile
de flapsuri Krueger.
Unghiul maxim de desfășurare ale dispozitivelor de hipersustentatie ale bordului de fuga
este r elativ scăzut: 23 ° pentru flapsul interior, 32 ° pentru flapsul principal și 52 ° pentru flapsul
exterior. Flapsurile interioare și exterioare nu sunt continue deoarece sunt separate prin gura de
admisie, care este folosita ca un eleron de mare viteză. Ni ci eleronele din interior, nici cele
exterioare nu sunt înclinate pentru operațiuni la viteză redusă.

55 din 65

Fig. 2.6. Flaps Krueger Boeing 747

56 din 65

57 din 65
3.Modelarea curgerii în jurul unui profil aerodinamic cu flaps la

3.1.Introducere

Acest studiu este reprezentat de o simulare 2D în programul Ansys Fluent unde se poate
observa curgerea în jurul un profil NACA 4424. Simularea cuprinde un model 2D al unui profil
în jurul căruia vom realiza un domeniu de simulare și vom analiza rezultatele o bținute.

3.2.Modelarea

Pentru realizarea simulării se vor urma, în ordine, toți pașii din sistemul de analiză Fluid
Flow (Figura 3.2.1).

Fig. 3.2.1 Meniul Fluid Flow

3.2.1.Geometry

Pentru a realiza această simulare am utilizat un profil NACA_4424, importând datele
acestui profil dintr -un fișier text. Următoarea etapă a fost construirea domeniului de curgere
care este de 12 ori mai mare decât dimensiunea profilului.

58 din 65

Fig. 3 .2.1.1 Model 2 D aripă

3.2.2Mesh -area domeniului
Pentru realizarea acestei o peratiuni, împartirea domeniului in mai multe subdomenii mai
mici, vom gasi î n meniul mesh, funcția sizeing .

Fig. 5.2.2.1 Mesh -area

În urmatorea etapa , în submeniurile Setup și Solutions se vor introduce toți parametri
necesari în vederea obținerii acestei simulari cum ar fi : viteza, densitatea, temperatura, etc.

59 din 65
3.2.3.Interpretarea rezultatelor

Viteza

Fig.3.2.3.1 Viteza fileurilor de aer

Se poate observ a că viteza minimă a fileurilor de aer este in zona situată între fl aps si
intrados și creste usor î n zona intradosului și a bordului de fugă. Pe extrados viteza fileurilor de
aer este maximă.

60 din 65
Presiunea

Fig.3.2.3.2 Distribu ția presiunii pe profil
Se observă că în bordul de atac , în punctul de stagnare, presiunea este maximă și scade
spre proi ecția centrului de presiune, atât pe intrados cât și pe extrados. De asemena, putem regăsi
o creștere a presunii in zona flapsului, când acesta este scos.

61 din 65
Turbulența

Fig.3.2.3.3 Turbulen ța apărută după scoatearea flapsului

Se observă faptul c ă în urma scoaterii flapsului, în zona dintre acesta și intrados, apare o
zonă turbulentă, care se micșorează c ătre bordul de fugă al profilului. Aceast ă zonă turbulentă
induc e o forță de rezistență la înaintare.

62 din 65
Vectorul viteză

Fig.3.2.3.4 Vectorul viteză

Se poate observ a că viteza minimă a vectorului viteză este in zona situată între flaps si
intrados și crește usor în zona intradosului și a bordului de fugă. Pe extrados viteza este maximă.

63 din 65
Concluzii

Înțelegerea particularităților aerodinamice ale aripii cu flaps scos la , nu poate fi
realizată fără studierea profilelor aerodinamice generale cu caracteristicile acestora și criteriile de
alegere a lor. Totodată, cunoașterea forțelor și momentelor aerodinamice ce acționează asupra
avionului, împreună c u modelările matematice ale curgerilor, este necesară. Având aceste
cunoștințe ca fundament teoretic, se poate trece la studiere caracteristicilor aerodinamice ale
acestei aripi.
În lucrarea de fața am facut o cercetare teoretică asupra principiilor aerodi namicii in
vederea înțelegerii modului de modelare matematica a legilor fizicii care acționează asupra
profilelor aerodinamice, în general și asupra unei aripi cu flaps scos la în particular.
Mecanismele matematice de determinare a unor caracteristi ci aerodinamice sunt foarte
complexe, astfel, în cercetările inițiale din domeniul aeronauticii, majoritatea rezultatelor erau
bazate pe experimentări în tunelul aerodinamic. Odată cu dezvoltarea tehnologică, în special a
procesoarelor din ce în ce mai put ernice, urmate de dezvoltarea din domeniul informaticii a
programelor software ce permit investigarea și modelarea fenomenelor reale, cu rezultate din ce
in ce mai realiste, pentru reducerea costurilor de cercetare, înaintea construirii modelelor de
profil e/aripi pentru tunelurile aerodinamice, analiza caracteristicilor acestor noi modele
aerodinamice aflate în studiu, sunt supuse unor sumulări virtuale cu ajutorul unor programe
software de specialitate.
În demersul înțelegerii aerodinamicii aripii cu flaps scos, am folosit un astfel de program
software pentru a simula curgerea în jurul unei aripi delta. Programul software utilizat este Ansys
Fluent, un software specializat în modelarea și interpretarea caracteristicilor aerodinamice ale
aripilor. Din cauza limitărilor impuse de puterea de procesare a computerului personal,
caracteristicile și rezultatele studiate sunt foarte limitate.
Cel mai mare avantaj al acestui studiu, cu acest program software, este reprezentat de
vizualizarea grafică a fenomenelor ae rodinamice, reprezentare ce reduce dificultatea de
înțelegere a unor noțiuni ce par abstracte în lipsa unei materializări grafice. Consider că în
demersul eduacțional de studiere a aerodinamicii, asocierea fenomenelor fizice teoretice cu
modelari grafice c oncrete, reprezinta o necesitate.

64 din 65
Bibliografie

1. Constantin Rotaru, Aerodinamică: elemente teoretice și aplicații , Editura Academiei
Tehnice Militare, București 2009
2. Constantin Rotaru, Mihai Mihailă -Andres, Dinamica zborului avionului, Editura
PRINTECH, Bu curești 2014
3. Daniel P. Raymer, Aircraft Design, AIAA Education Series, Reston, Virginia, S.U.A.
2006
4. Ioan Sălăgeanu, Aerodinamica vitezelor subsonice, Editura Academiei Militare 1979
5. Ioan Sălăgeanu, Aerodinamica vitezelor mari, Editura Academiei Militare 1 987
6. Ioan Sălăgeanu, Aerodinamica vitezelor subsonice, vol II, Editura Academiei Militare
1981
7. Jan Gavrilă, Aerodinamică 1. Mecanica Fluidelor. Aerodinamica suprafețelor portante,
Editura Academiei Aviației și Apărării Antiaeriene ”Henri Coandă”, Brașov 199 8
8. R.S Pepper, C.P. van Dam. Design methodology for multi -element high -lift systems on
subsonic civil transport aircraft. Departamentul de mecanica si inginerie aeronautica,
Universitatea din California Davis, CA 95616
9. An exact theory of a thin aerofoil wi th large flop deflection ” – J. A. Hay and W. J.
Eggington)

65 din 65
Webografie

1. https://drive.google.com/file/d/0BxJ2HpmXFLgQSXV3SmFXVzdsMGs/view?ths=tr
ue
2. https://drive.google.com/file/d/0BxJ2HpmXFLgQYl9KT0daN1BPQ2c/view?ths=true
3. http://www.ctie.monash.edu.au/hargrave/vuia .html
4. http://smg.mapn.ro/SIA/Revista_049_2010.pdf
5. http://www.rumaniamilitary.ro/aripi -romanesti -c-27j-spartan -in-roaf