INTRODUCERE ………………………….. ………………………….. ………………………….. ……………………….. 3 1…. [629382]
NECLASIFICAT
1 din 88 CUPRINS
INTRODUCERE ………………………….. ………………………….. ………………………….. ……………………….. 3
1. SOLUTII CONSTRUCTIVE DE ARIPA SI FUSELAJ ………………………….. ……………………… 12
1.1 Fuselajul – rolul și cerințele impuse ………………………….. ………………………….. ……………….. 12
1.1.1 Elemente componente ………………………….. ………………………….. ………………………….. … 13
1.1.2 Tipuri de construc ție a fuselaj ului ………………………….. ………………………….. …………….. 14
1.1.2.1 Structura grindă cu zabrele ………………………….. ………………………….. ………………… 14
1.1.2.2 Structura monococă ………………………….. ………………………….. ………………………….. 16
1.1.2.3 Structura semi -monococa ………………………….. ………………………….. ………………….. 16
1.1.3 Geometria fuselajului ………………………….. ………………………….. ………………………….. …. 17
1.1.3.1 Alungirea fuselajului ………………………….. ………………………….. ………………………… 19
1.1.3.2 Lungimea fuselajului și secțiunea transversală maximă ………………………….. ……… 21
1.1.3.3 Forma fuselajului ………………………….. ………………………….. ………………………….. …. 22
1.1.4 Solicitarile fuselajului ………………………….. ………………………….. ………………………….. … 24
1.1.5 Soluții atipice pentru fuselaj ………………………….. ………………………….. …………………….. 24
1.1.6 Tendințe în proiectarea structurii fuselajului ………………………….. ………………………….. 25
1.2 Aripa – considerații generale ………………………….. ………………………….. …………………………. 25
1.2.1 Elementele componente ale aripii ………………………….. ………………………….. …………….. 26
1.2.1.1 Lonjeroanele ………………………….. ………………………….. ………………………….. ……….. 27
1.2.1.2 Lisele ………………………….. ………………………….. ………………………….. …………………. 27
1.2.1.3 Nervurile ………………………….. ………………………….. ………………………….. …………….. 28
1.2.1.4 Învelișul aripii ………………………….. ………………………….. ………………………….. ……… 28
1.2.2 Principalii parametri de construcție ai aripii ………………………….. ………………………….. . 29
1.2.2.1 Forma în plan ………………………….. ………………………….. ………………………….. ………. 30
1.2.2.2 Alungirea aripii ………………………….. ………………………….. ………………………….. ……. 31
1.2.2.3 Încărcătura aripii ………………………….. ………………………….. ………………………….. ….. 34
1.2.2.4 Raportul de trapezoiditate ………………………….. ………………………….. ………………….. 34
1.2.2.5 Unghiul diedru ………………………….. ………………………….. ………………………….. …….. 35
1.2.3 Sarcinile ce acționează asupra ar ipii ………………………….. ………………………….. …………. 35
1.2.4 Scheme constructive ale aripii ………………………….. ………………………….. ………………….. 38
2. CONFIGURAȚII ARIPA -FUSELAJ PENTRU AVIOANE MILITARE ………………………….. 41
2.1 Considerații generale ………………………….. ………………………….. ………………………….. ……….. 41
2.2 Avioane militare cu configurație “aripă -sus” ………………………….. ………………………….. …… 44
NECLASIFICAT
2 din 88 2.2.1 Avionul C -27J Spartan ………………………….. ………………………….. ………………………….. . 44
2.2.2 Avionul C -130 Hercules ………………………….. ………………………….. …………………………. 46
2.3 Avioane militare cu configurație “aripă -mediana” ………………………….. ……………………….. 48
2.3.1 Avionul F -16 Fighting Falcon ………………………….. ………………………….. …………………. 48
2.3.2 Avionul HAL Tejas ………………………….. ………………………….. ………………………….. …… 53
2.4 Avioane militare cu configurație “aripă -jos” ………………………….. ………………………….. …… 56
2.4.1 Avionul IAR -99 Soim ………………………….. ………………………….. ………………………….. .. 56
3. CARACTERISTICILE AERODINAMICE ALE CONFIGURAȚIEI ARIPĂ -FUSELAJ ….. 58
3.1 Introducere ………………………….. ………………………….. ………………………….. …………………….. 58
3.2 Interacțiunea suprafață portanța -fuselaj ………………………….. ………………………….. ………….. 59
3.2.1 Considerații generale ………………………….. ………………………….. ………………………….. …. 59
3.2.2 Portanța sistemului aripă -fuselaj ………………………….. ………………………….. ……………… 60
3.2.3 Rezistența la înaintare a sistemului aripă -fuselaj ………………………….. ……………………. 71
3.2.4 Momentul la portanță nulă. Focarul sistemului aripă -fuselaj ………………………….. ……. 73
4. STUDIUL DE CAZ – MODELAREA CONFIGURATIEI ARIPA -FUSELAJ PENTRU
DOUA VARIANTE CONSTRUCTIVE: ARIPA IN POZITIE SUPERIOARA SI ARIPA IN
POZITIE INFERIOARA ………………………….. ………………………….. ………………………….. ………….. 77
4.1 Introducere ………………………….. ………………………….. ………………………….. …………………….. 77
4.2 Aripa in pozitie superioara ………………………….. ………………………….. ………………………….. .. 77
4.2.1 Geometria ………………………….. ………………………….. ………………………….. ………………… 77
4.2.2 Mesarea domeniului ………………………….. ………………………….. ………………………….. ….. 78
4.2.3 Setari si solutii ………………………….. ………………………….. ………………………….. ………….. 79
4.2.4 Rezultate ………………………….. ………………………….. ………………………….. ………………….. 80
4.3 Aripa in pozitie inferioara ………………………….. ………………………….. ………………………….. … 82
4.3.1 Geometria ………………………….. ………………………….. ………………………….. ………………… 82
4.3.2 Mesarea domeniului ………………………….. ………………………….. ………………………….. ….. 83
4.3.3 Setari si solutii ………………………….. ………………………….. ………………………….. ………….. 84
4.3.4 Rezultate ………………………….. ………………………….. ………………………….. ………………….. 85
CONCLUZII ………………………….. ………………………….. ………………………….. ………………………….. . 87
BIBLIOGRAFIE ………………………….. ………………………….. ………………………….. ……………………… 88
NECLASIFICAT
3 din 88 INTRODUCERE
Elaborarea proiectului unui aparat de zbor cuprinde o serie de studii, calculi, experimentări,
încercări în laborator și în zbor care vizează întocmirea documentației de fabricație pentru varianta
ce satisface în cele mai bune condiții cerințele impuse. În acest cadru, stabilirea configurației
aerodinamice și de propulsie, precum și dimensionarea generală aparatului reprezintă o etapă de
importantă primordială, de care depind în mare măsură performanțele și calitățile de zbor ale
aparatului proiectat. Se pu ne deci problema determinării unui număr mare de variabile care
definesc forma și dimensiunile suprafeței portante, ampenajelor, suprafețelor aerodinamice de
comandă, fuselajului, poziționarea relativă a acestora, amplasarea sistemului de propulsie, poziți a
centrului de greutate, 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 unei
viteze maxime impuse sau parcurgerea unei distanțe date, atingerea unui anumit plafon,
posibiliatea executării unor manevre cu un anumit factor de sarcina maxim, încadrarea aparatului
într-un nivel dat de calități de zbor s.a.). Problema se rezolvă iterativ cu un set de valori inițiale
alese, de regulă, în baza concluziilor generale rezultate din studii teoretice și experimentale și din
analiza statistică a aparatelor existente.
În ultimii ani, prin dezvoltarea conceptului de comenzi active, proiectarea avionului capătă
un conținut mai complex, în sensul că definirea configurației aerodinamice, dimensionarea
structurii de rezistență se fac în strînsă legătură cu performanțele și posibilitățile oferite de
sistemele automate de stabilizare și comandă. De asemenea, existența calculatoarelor electronice
de mare capacitate 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 o ptimală a configurației aparatului
de zbor.
În fiecare dintre aceste modalități de abordare a problemei proiectării de mare utilitate este
cunoașterea criteriilor de elaborare a configurației preliminare, precum și a influențelor principale
pe care le au c aracteristicile 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
aparatelor de zbor – avioane militare – precum și unele m etode 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
NECLASIFICAT
4 din 88 creația tehnică a poporului nostru a jucat un rol de frunte în rezolvarea problemelor fundamentale
ale începuturilor aviației, că în epoca eroică de pionierat și în continuare gândirea tehn ică și
științifică românească 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. Pilotul este obligat nu numai să -și însușească la perfecție teoria zborului și tehnica
de pilotaj, lucru care îi cere înțelegerea clară a proceselor fizice care se petrec în zbor, dar să 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 arip ă-fuselaj. Sunt prezente avioane
cu configurații “aripă -jos”, “ aripa -mediana” și “aripă -sus” încă utilizate în aviația militară.
În capitolul 3 este studiată problema interferen ței configurați ei aripă-fuselaj . Astfel, se
tratează elemente de bază ale aer odinamicii aeronavelor, necesare determinării performanțelor de
zbor în func ție de portant ă, rezistent ă la înaintare și a momentului aerodinamic al interac țiunii
aripă-fuselaj.
În ultimul capitol, ca studiu de caz, am ales să modelez și să simulez curgerea aerului în
jurul interferen ței configura ției arip ă-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 mec anica 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.
NECLASIFICAT
5 din 88 În România, documentele vremii consemnează realizarea primului zbor cu balon cu aer
cald, la București, la 9 iunie 1818, în timpul domniei lui Gheorg he 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 R inow, 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 for ță. 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.
NECLASIFICAT
6 din 88 Aurel Vlaicu a introdus câteva soluții tehnice care au rămas în construcți a 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 zboruri lor 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 dato rită 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 țint ă 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 mond ial 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
turboreacto r, 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 constr uiască avioane performante timp de 20 de
ani. În această perioada, motoarele turboreactoare au permis atingerea unor perfo rmanțe 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 reconfigu rate, 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.
NECLASIFICAT
7 din 88 Declanșarea cursei înarmărilor între S.U.A. și U.R.S.S. a condus î n 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 aero navelor 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 n ivel 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 aeron ave 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 Poli tehnic 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 r eparația 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);
• Bucureș ti – 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 dezvolt area 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 Națion al de Motoare Termice
(INMT).
La Craiova a fost înființat Centru de Încercări de Zbor (CIZ), dotat cu apa ratură necesară
culegerii și prelucrării datelor privind comportarea în zbor a aeronavelor produse de întreprinderea
constructoare.
NECLASIFICAT
8 din 88 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 fotograf iere 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 activitate a cercetărilor spațiale, Româ nia 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 R omână 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 p e 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 m otoarelor 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 avioane lor,
NECLASIFICAT
9 din 88 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 structur ilor 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 aripi lor 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
foloseș te 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 s cump 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 do uă 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 c e 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 neces ară 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
NECLASIFICAT
10 din 88 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 proiectări i 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 termen ul 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 obiș nuite 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 rezist e 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 un ui
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 ace astă 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 încâ t 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
NECLASIFICAT
11 din 88 la care organismul um an 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 cătr e 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 a ltă 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 e ste 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
distrug ere 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 gr av 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. Prin cipalele 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 ex clusiv 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 t uturor 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.
NECLASIFICAT
12 din 88 1. SOLUTII CONSTRUCTIVE DE ARIPA SI FUSELAJ
1.1Fuselajul – rolul și cerinț ele 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 cen tral 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 maximu m 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 t ransportați. 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 anumit ă 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.
NECLASIFICAT
13 din 88 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 înv eliș, 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 duralu miniul, 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 c u 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 aerodina mice 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 ștanț ată 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 s e 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 car acterizează 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 c u
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 în cleiere. Noile procedee de fabricație folosesc
NECLASIFICAT
14 din 88 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 mărire a 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 l a presiune, la fuselajele de diametre
mici, unde tensiunile critice cresc datorită curburii mari.
1.1.2 Tipuri de construc ție 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 utili zării 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 stabili tății, 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 put ea încredința o misiune de luptă.
NECLASIFICAT
15 din 88
Fig.1 .1. Structura grindă cu z ăbrele
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.
NECLASIFICAT
16 din 88 Ca și materiale s -au utilizat lemnul (fixarea fiind realizată din bride sau colțate metalice, utilizând
tendoare) sau metalul (structuri sudate sau f ixate 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
probleme le 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 impli cit 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 li se 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 semimonococ ă
NECLASIFICAT
17 din 88 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 secon dat 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
(constru cția 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 semim onococa 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
superio are. 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 an samble 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 tra nsversale maxime Df (când aceasta este circulară), diametrul echivalent Dfe
al secțiunii transversale maxime (când secțiunea transversal nu este circulară), calculate cu una din
(1.1)
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:
NECLASIFICAT
18 din 88 (1.2)
când nu se fac precizări, se consideră prima formulă, în care Df este diametrul echivalent;
• Alungirea vârfului fuselajului, λv, dată de:
(1.3)
• Alungirea părții posterioare a fuselajului, λp, dată de:
(1.4)
• Suprafață laterală, Slat, care poate fi estimată, pentru simplificarea calculelor, cu formulă:
Slat = K πDfLf; (1.5)
în care coeficentul K este dat de una din formulele:
K = α (0,688 + 14,5 ⋅10-3 λf); (1.6)
K = α (0,734 + 14,5 ⋅10-3 λf); (1.7)
K = α (0,784 + 10,4 ⋅10-3 λf), (1.8)
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:
(1.9)
unde S(x) este suprafață secțiunii transversale a fuselajului la o distanță x de vârful acestuia;
• Suprafața secțiunii planului terminal al fuselajului, Spf = S(L f);
• Raza de curbură la botul fuselajului, rf;
• Semiunghiul la vârf al fuselajului, θv;
• Unicitatea părții posterioare, θp.
NECLASIFICAT
19 din 88 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 t imp ce
coeficentul de presiune, Czp, scade o dată cu creșterea alungir ii, 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, (Cx 0)f, are valoarea minimă. Concluzii similare se obțin dacă se ține seamă că
dependent coeficientulu i global de rezistență, (Cx 0)f, de alungire este de formă:
(1.10)
În regim compresibil, se are în vedere influența alungirii λf asupra număr ului Mach critic;
în figura 1.5 se dă spre exemplificare dependența numărului Mc f 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.
NECLASIFICAT
20 din 88
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 c u creșterea alungirii (fig. 1 .6); rezultă astfel o alungire optimă
de λf ≈ 14 pentru care coeficientul de rezistență la înaintare, (Cx 0)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 s e 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 statistic ă conduce la valoril e prezentate în tabelul 1.1 .
Tabelul 1. 1 Tipurile de avioane în fucție de alungire
Tipul avionului λf λv λp
Avioane subsonice ușoare 6÷7 1,2÷1,5 2÷2,5
Avioane subsonice de transport mediu -curier 7÷8 1,2÷1,5 2÷2,5
Avioane subsonice de transport lung -curier 8÷9 1,2÷1,5 2÷2,5
Avioane transonice de luptă 10÷13 1,7÷2 3÷3,2
Avioane supersonice de luptă 7÷10 4÷5 1,5÷2
Avioane supersonice de luptă cu motoarele în fuselaj 7÷10 4÷5 4÷5
Avioane supersonice grele (de transport, bombardament) 16÷20 5÷6 5÷7
NECLASIFICAT
21 din 88 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 s tabilesc lărgimea cabinei și, de aici,
diametrul și suprafața secțiunii maxime a fuselajului. Pentru alte categorii de avioane se
menționeaz ă datele din tabelul 1.2 .
Tabelul 1.2 Tipuri de avioane în func ție de suprafa ța transversal ă maxim ă
Tipul avionului Sf(m2)
Monoloc, de mică viteză 1,0÷1,2
Biloc (alăturat) de mică viteză 1,5÷1,7
Vânătoare (cu motor în fuselaj) monomotor 1,3÷2,5
Vânătoare (cu motor în fuselaj) bimotor 3,0÷5,0
Bombardament mediu 3,0÷4,0
Bombardament greu 6,0÷12,0
Transport militar și cargo mediu 10,0÷15,0
Transport militar și cargo greu 28,0÷50,0
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 pr in form a aripii, în tabelul
1.3 sunt menționate valori obținute prin analiza statistică a avioanelor existente.
Tabelul 1.3 Forma aripii dup ă analiza statistic ă a avioanelor
Forma aripii
Lf/b
r x25 Λ
1 – 3 0 9÷11 0,65÷0,75
1 – 3 0 6÷8 0,75÷0,85
1 – 3 35÷55˚ 6÷9 0,80÷0,95
1 – 3 35÷55˚ 3÷3,5 0,95÷1,25
60÷65˚ 2÷3 1,50÷2,00
NECLASIFICAT
22 din 88 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 superso nic, 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 poat e 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:
(1.11)
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 ș i 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 d e coarda medie aerodinamică.
Lungimea totală a fuselajului va fi calcu lată 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 agr egatelor 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 fuselajul ui, supraf ața secțiunii planului terminal al fuselajului, raza de curbură
la botul fuselajului, semiunghiul la vârf al fuselajului și conicitatea părții posterioare.
NECLASIFICAT
23 din 88 Fuselajul poate fi construit în mai multe secțiunii transversale, toate acestea având av antaje
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 eficen tă 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 sun t 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 fusela jului 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 aerodina mice. 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, c are 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 r acordate.
NECLASIFICAT
24 din 88 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, ampe najului 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
produ cători 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 s ă 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 fuse lajulului 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 s piralate 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 industri a spațială fiind dezvoltat de
McDonnel Douglas pentru panourile din aluminiu uzinat.
NECLASIFICAT
25 din 88 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 înre gistrează 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. I sogrid 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 col aboare 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 rezu ltatele 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 perpendicu lar pe direcția principală
de curgere a fluidului. Descoperirea faptului că portanța ar putea fi creată prin trecerea unui profil
NECLASIFICAT
26 din 88 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 fii nd 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 fo rmează 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 nu mărul
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 des tinația 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 a terizare prin intermediul jambelor trenului principal de aterizare.
NECLASIFICAT
27 din 88 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 răs ucire: 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 variab ile. 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 t ensiunile 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 întinder e 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.
NECLASIFICAT
28 din 88 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 conce ntrate 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 ș i 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 moti v, 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 d e 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 duralum iniu, 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 no rmale 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 (e xtradosul aripii) învelișul se verifică la flambaj împreună cu lisa și la plisaj.
NECLASIFICAT
29 din 88 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 ondula tă (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 înv elișuri 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 di n 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 𝜒;
• raportul de trapezoidalitate r=c 0/ce ;
• profilul și grosimea relativă a acestuia;
• alungirea aripii
Sb22 ;
• unghiul diedru ;
• încărcătura aripii;
NECLASIFICAT
30 din 88
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.
NECLASIFICAT
31 din 88
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 experimenta l 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 for me 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 supe rsonic 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
zc , al rezistenței induse, influențează valoarea coeficientului
NECLASIFICAT
32 din 88 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 d e 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 aripil e 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 M cr.
Pe lângă aceste aspecte, este de remarcat faptul că alungirea aripii are influență asupra
greutății structurii suprafeței ae rodinamice. 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, prec um 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 semni ficative 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 rular e 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
modi ficarea 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 clas a 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 minimizeaz ă greutatea aripii Ga, însumată cu greutatea de combustibil necesar
Gc, pentru parcurgerea unei distanțe date.
NECLASIFICAT
33 din 88
c a G G
(1.12)
Avem formula alungirii aripii:
Sb22
(1.13)
unde 2b este anvergura (b fiind distanța de la axul fuselajului la vârful aripii) și
bc cbc cS1 01 0
22
(1.14)
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 influ ențează asupra coeficienților cz și cx astfel:
53,553,5
ddccz
z
(1.15)
2 1
0 z x x c c c
(1.16)
unde 𝑐𝑧 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:
2
0z
x xcc c
(1.17)
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 alungir e foarte mică este acela că la viteze mici, se micșorează 𝑑𝑐𝑧𝑑𝛼⁄,
iar Cz max se obține la unghiuri mari de incidență. Aceasta necesită trenuri de aterizare foarte înalte,
aterizarea pe două puncte etc.
NECLASIFICAT
34 din 88
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 decol are/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:
max2
zSc SGV
(1.18 )
unde pentru 𝐶𝑧 𝑚𝑎𝑥 se ia valoarea corespunzătoare configurației avionului la decolare,
respectiv, la aterizare. Distanța de rulare la decolare 𝐷𝑟𝑑 se calculează cu formula:
dV
z xrd
cf cSV VVdV
gGL02
2
(1.19 )
unde viteza de desprindere, 𝑉𝑑, 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 𝜏𝐺⁄) și de calitatea sistemului de hipersustent ație, în
sensul că încărcarea aripii crește o dată cu raportul 𝜏𝐺⁄ și cu coeficientul 𝑐𝑧 𝑚𝑎𝑥 în configurație
de decolare.
Distanța de rulare la aterizare se determină cu formula:
(1.20)
în care 𝑓∗ este un coeficient global de frecare determinat în condiția acționării frânelor pe roțile
principale, iar 𝜏∗este tracțiunea inversă în cazul în care sistemul de propulsie este dotat cu un
dispozitiv de inversare a sensului jetului, 𝑉𝑎𝑡 fiind viteza la aterizare.
1.2.2.4 Raportul de trapezoiditate
Raportul r=c 0/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
NECLASIFICAT
35 din 88 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 i nfluențată de valoarea acestui unghi, de
asemenea având efect și asupra derivatelor de stabilitate ( 𝛿𝐹𝑦𝜕𝛽⁄, 𝛿𝑀 𝑥𝜕𝛽⁄, 𝜕𝑀 𝑧𝜕𝛽⁄).
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 c e 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 zboruri le 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 arip ii);
• 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 mo toarelor,
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;
NECLASIFICAT
36 din 88 • 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 raționamen tele și vom prezenta succinct problema determinării
eforturilor în aripă.
NECLASIFICAT
37 din 88 Forța aerodinamică rezultantă în aripă este:
(1.21)
în care:
(1.22)
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:
(1.23)
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 ma re 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 in erție. 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:
(1.24)
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.
NECLASIFICAT
38 din 88 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 clas ificare 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 l a 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 tensiunil e
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 tă ietoare. 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 rezist ența 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 criti ce 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, nervu rile sunt formate din jumătăți
separate, pentru intrados și pentru extrados.
NECLASIFICAT
39 din 88 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 fiin d 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 înlăt urate 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. Pentr u 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 ond ulată, 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 bord ul
de atac și de fugă, aceasta poate fi așezată transversal.
NECLASIFICAT
40 din 88 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.
NECLASIFICAT
41 din 88 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 solu ții 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 aerodinam ice 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 ari pii 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 anve rgură; 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 pre văzute cu un unghi diedru pozitiv. Pentru “aripa jos” efectul este similar cazului
aripii prevăzute cu diedru negativ.
NECLASIFICAT
42 din 88 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 ar ipa 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 arip ii
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 static ă 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
NECLASIFICAT
43 din 88 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 ar ipa 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 pr incipal 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”.
NECLASIFICAT
44 din 88 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 rectili niu
NECLASIFICAT
45 din 88 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 e ste 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 ajuto rul 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 pe ntru 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 u n 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
NECLASIFICAT
46 din 88
2.2.2 Avionul C -130 Hercules
Fig. 2.6 C-130 Hercule s-reprezentare in tripla vedere
Fig. 2.7 C-130 Hercules in zbor rect iliniu
NECLASIFICAT
47 din 88 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. Exis tă 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
NECLASIFICAT
48 din 88
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 recti liniu
NECLASIFICAT
49 din 88 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 a re 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 ca re 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 ansambluril e 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 suprafe țele 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 sup rafață 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 aeronave i 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 constitui e substructure fuselajului.
NECLASIFICAT
50 din 88 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 c um 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 fusel ajului, 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
alum iniu 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 fus elajului 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 ataș are a aripii în fuselajul central,
servește ca suport pentru lagărul exterior al stabilizatorului orizontal și al frânei aerodinamice.
NECLASIFICAT
51 din 88 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 fa gure 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.
Flap sul 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. Sec țiunea 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 e ste 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 al uminiu 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 convențional ă: o structură semimonococa a cadrelor, liselor și
NECLASIFICAT
52 din 88 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 cen tral, 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 interschimba bile.
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/Greuta te…………………. 1,095
• Factorul G…………………………… +9.0 g
NECLASIFICAT
53 din 88 2.3.2 Avionul HAL Tejas
Fig. 2.10 HAL Tejas -reprezentare in tripla vedere
Fig. 2.11 HAL Tejas in viraj
NECLASIFICAT
54 din 88
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 Genera l Electr ic 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 î nlocui 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.
NECLASIFICAT
55 din 88 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 un a 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. Stabilizato rul 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 părț i, 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. Greutate a 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, î n 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
• încăr cătura în aripă……………………………. 247 kg/m2
• Tracțiune/Greutate……………………………. 1,07
• Factorul G……………………………………… +8/ -3,5 g
NECLASIFICAT
56 din 88 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
NECLASIFICAT
57 din 88 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 ș i 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 fusela j 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.
NECLASIFICAT
58 din 88 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 fu selaj, 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 interacți unile 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 respecti v
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 ansa mblu, 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
simp le, 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 regu lă, 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 li mită (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 posibil ă 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 interacți unilor
aerodinamice, considerându -se modele simplificate care constau în analiză separate a
NECLASIFICAT
59 din 88 interacțiunilor aerodinamice dintre aripă și fuselaj, dinstre aripă și ampenajul orizontal, influența
sistemului de propulsie, efectul solului și se fac unele consi derații 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 conf eră 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. Inte racțiunea 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 + Δ α(x), unde Δα(x) este incidența indusă de
aripă. Cât privește curgerea în jurul aripii, se are în ved erea 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:
(3.1)
NECLASIFICAT
60 din 88
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 :
(3.2)
astfel că influență curentului de aer într -un punct de pe anvergură devine
(3.3)
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:
(3.4)
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
(3.5)
NECLASIFICAT
61 din 88 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 n ormale 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:
(3.6)
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`;(Δ Fnα)f este creșterea forței normale a aripii datorită prezenței fuselajului, iar (Δ Fnf)α,
forța normală indusă de arip ă pe fuselaj.
În mod curent, modulele acestor vectori se exprimă prin:
(3.7)
(3.8)
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 din tre creșterea forței normale a
fuselajului în prezența aripii și forța normală a aripii reduse izolate.
Cu aceste notații relația (3.7) devine:
(3.9)
sau
(3.9’)
unde kaf este un coe ficient global de interferență:
(3.10 )
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.
NECLASIFICAT
62 din 88 Se obțin u rmătoarele expresii pentru coeficienții de interferență teoretici, stabiliti cu
simplificările menționate, pe care îi vom nota cu kα, kf și kαf:
(3.11 )
(3.12 )
în care
(3.13 )
(3.14 )
De as emenea din (3.11 ) și (3.12 ) rezultă:
(3.15 )
unde derivata Cnαα corespunde coeficentului forței normale a aripii triunghiulare reduse, de
alungirea λ` (aripă izolată), iar Df = D f/b unde Df este diametrul fuselajului în dreptul suprafeței
aerodinamice, iar b, anvergura aripii montate pe fuselaj ( b = b` + D f).
Se observă că dacă se ia pentru Cnαα valoarea dată de formula:
(3.16 )
ceea ce corespunde aripilor delta de alungiri foarte mici sau aripilor triunghiulare de orice alungire
la numere Mach apropiate de unitate, r elațiile (3.11), (3.12) și (3.15 ) capătă forma:
(3.17 )
a căror reprezentare este dată în fig. 3.2.
NECLASIFICAT
63 din 88
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
(3.18 )
care pentru Df > 0,3 diferă cu cel mult 10% față de valorile obtinu le 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
(3.19 )
unde kα, kf sunt dați de (3.18 ), iar coeficientul de corecție, vtr, se calculează cu formula:
(3.20 )
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* = D f + 2δ*. Așadar, pe de o parte se micșorează aria aripii aflată în domeniul vitezelor
induse de fuselaj, iar pe de altă p arte, diametrul relativ al fuselajului crește de la valoarea Df la
valoarea
(3.21 )
NECLASIFICAT
64 din 88 unde
(3.22 )
În final, considerând că arie de referință suprafața aripii reduse S`, se poate scrie
(3.23 )
unde factorul de corecție vsl este dat de:
(3.24 )
în care se indică următoarea expresie:
(3.25 )
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:
(3.26 )
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:
(3.27 )
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
coefici enții 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:
(3.28 )
În fig. 3.3, sunt date valorile coeficientului vM în funcție de numărul Mach.
Pentru M ≤ 5 se poate folosi, de asemenea, formula empirică:
NECLASIFICAT
65 din 88 (3.29 )
Influența lungimii fuselajului anterior . Cele arătate până aici, ca și expresiile coeficienților
de inter ferență (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, e vident, 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:
(3.30 )
și formula:
(3.30 ’)
unde
(3.31 )
în care L1 este dat de relați a (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 cara cterizată 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
NECLASIFICAT
66 din 88 (3.32)
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 fuselaj ului 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 obți ne
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 calcu lul forțelor și momentelor aerodinamice date de aripă. De exemplu, portanța
aripii reduse va fi dată de:
(3.33 )
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:
(3.34 )
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 (într e planele A -A și B -B din fig 3.5 ). Această aproximație
este acceptabilă în regim ul subsonic și chiar transonic.
Fig. 3.5 Influența lungimii fuselajului posterior
NECLASIFICAT
67 din 88 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 generat oare este egală cu unghiul dat de :
(3.35 )
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
(3.36 )
se poate considera ca forța normală ( ΔFnf)α indusă de aripă pe fuselaj are valoarea corespunzătoare
fuselajului infinit. Dacă însă,
(3.37 )
forța ( ΔFnf)α va avea o valoare mai mică, ceea ce impune corectarea coeficientului de interferență
kf, adică
(3.38 )
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:
(3.39 )
pentru 0 < x < ci și
(3.39 ’)
pentru ci ≤ x ≤ ∞ , unde A este un coeficient; marimile adimensionale x și ci sunt date de
(3.40 )
iar
(3.41 )
NECLASIFICAT
68 din 88
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:
(3.42 )
În consecință, dacă aripa asta montată cu unghi de calaj nul, în baza for mulei (3.7) și a
relațiilor (3.8 ) și (3. 9) se poate scrie:
(3.43 )
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 aripi i 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 p ortante 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 forț ele 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 (δ Fn)αf data de:
(3.44 )
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 .
NECLASIFICAT
69 din 88
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
(3.45 )
unde primul vector, ce corespunde cazului când δ = 0 este exprimat prin relaț ia (3.7 ).
Modulii vectorilor ( δFnα)f și (δFnf)α se exprimă cu ajutorul forței normale a aripii reduse
izolate la α = 0,
(3.46 )
și coeficienții de interferență Ka*, Kf* sub forma:
(3.47 )
(3.48)
Coeficienții de interferență Ka*, Kf* se calculează cu formulele:
(3.49)
(3.50 )
unde coeficienții ka*, kf* corespund modelului simplificat menționat anterior (aripa plană
triunghiulară și fuselaj cilindric infinit), având expresiile:
(3.51 )
unde ka, kf sunt daț i 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
NECLASIFICAT
70 din 88 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 priv ind
grosimea stratului limită vsl*, pentru care se indică expresia:
(3.52 )
De remarcat că dacă se consideră vsl* ~ vsl se poate scrie
(3.53 )
unde coeficienții Ka și Kf sunt daț i 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:
(3.54 )
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 interferen ță 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:
(3.55 )
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:
(3.56 )
iar pentru forța normală indusă de aripă pe fuselaj, expresia
(3.57)
astfel că:
NECLASIFICAT
71 din 88 (3.58 )
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:
(3.59 )
sau, respectiv,
(3.60 )
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:
(3.61 )
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 sis temului 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 f orma 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:
(3.62 )
sau
(3.63 )
unde
(3.64)
respectiv,
NECLASIFICAT
72 din 88 (3.65)
iar rezistența indusă (Cxi)af este dată de:
(3.65’)
în care indicele f se referă la fuselajul izolat, indicele a, la aripa izolată (aripa prelungită prin
fuselaj); ΔC xo și ΔC xi exprimă efectul interacțiunii aerodinamice asupra rezistenței la portanță nulă
și rezistenței induse.
Pentru estimări de anteproiect se poate lua:
(3.66)
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:
(3.67)
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
configuraț ii 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 i nterferență (ΔC xa) 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 c ând nu se
aplică profilarea optimă a fuselajului, în estimările de anteproiect, se poate lua pentru orice M > 1:
(3.68 )
cu observația că această aproximație poate conține uneori erori importante.
Daca δ = 0 formula (3.84 ) devine:
(3.69)
NECLASIFICAT
73 din 88 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:
(3.70 )
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
(3.71 )
unde ΔM 0 reprezintă efectul interacți unii 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:
(3.72 )
unde ΔC mo depinde de forma aripii, poziția acesteia pe fuselaj, unghiul de calaj αc (unghiul de
bracaj δ, eventual unghiul δ cos χ s în cazul suprafeței aerodinamice mobile), forma și dimensiunile
racordării la joncțiunea dintre aripă și fuselaj. Datorită tuturor ac estor factori, calculul
coeficientului ΔC mo 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 conf igurații similare.
Astfel, se dau valori ale coeficientului ΔC mo pentru avioane cu aripi drepte de alungiri mari
și medii având fuselaje de forme specific vitezelor medii și mici. Pe baza acestor date coeficientul
ΔC mo este pus sub forma:
(3.73 )
primul termen corespunde aripii mediane montată pe fuselaj fără racordări; valoarea
acestuicoeficient este dată în fig. 5.7 b, unde se reprezintă dependeța variabilei Y 2 dată de:
(3.74 )
în care α c este unghiul de calaj (exprimat în radiani), iar S b – aria proi ecției fuselajului pe planul
aripii, în funcție de variabilă X 2 dată de
NECLASIFICAT
74 din 88 (3.75 )
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 (ΔC mo)r reprezintă con tribuția 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,
(3.76 )
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 tangen t la extradosul racordării (pentru racordări în
jos); unghiul θ se consideră pozitiv când raco rdarea este în sus, că în fig. 3 .7.
În formula (3.95 ) s-a notat:
(3.77 )
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
NECLASIFICAT
75 din 88 că reprezintă abaterea focarului aripii izolate față de punctul F25 situat la 0,25 cma de bordul
de atac al aripii echivalente.
În sfârșit, term enul (ΔC mo)pv depinde de poziția pe vertical a aripii pe fuselaj, având valorile
(ΔC mo)pv = 0,004 pentru aripa sus, (ΔC mo)pv = -0,004 pentru aripa jos și (ΔC mo)pv este data în:
(3.78 )
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
(3.79 )
unde corecția (Δx F)f exprimă influența fuselajului, iar (Δx F)g influența gondolelor motoarelor
amplasate pe aripă.
În baza unor studii experimentale, efectuatee în regim incompresibil, corecția datorită
prezenței fuselajului se exprimă prin relația:
(3.80 )
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 (Δx F)g, corespunzătoare gondolelor amplasate pe aripă, se calculează cu formula:
(3.81 )
unde n este numărul gondolelor amplasate, cg – coarda aripii in dreptul axei gondolei, Bg – lățimea
maximă a gondolei, iar
(3.82 )
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:
(3.83 )
NECLASIFICAT
76 din 88 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 notaț iile 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(α c) 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, (ΔF nf)a + (ΔF nf)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, (ΔF na)f + (ΔF na)f cu modulul dat de (3.7 ) și (3.48 ),
având punctul de aplicație la distanța (xa)f de vârful fuselajului.
NECLASIFICAT
77 din 88 4. STUDIUL DE CAZ – MODELAREA CONFIGURATIEI ARIPA –
FUSELAJ PE NTRU DOUA VARIANTE CONSTRUCTIVE: ARIPA IN
POZITIE SUP ERIOARA SI ARIPA IN POZITIE INFERIOARA
4.1. Introducere
Acest studiu prezintă o simulare î n programul Ansys Fluent unde putem studia modul de
curgere al aerului peste un profil NACA 4412 . Simularea cuprinde u n model 3D al configuratilor
aripa -fuselaj, in pozitie superioara si inferioara, în jurul că reia vom c onstrui 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. A m folosit func ția Extrude pentru generarea modelului 3D.
(Fig.4.1)
Fig.4.1. Model 3D aripă -fuselaj in pozitie superioara
NECLASIFICAT
78 din 88 Urmatorul pa s constă î n con struirea domeniului de simulare. Domeniul de simulare e ste 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
NECLASIFICAT
79 din 88 Urmatorea etapa constă în denumirea secț iunilor de simulare. Se face click pe secțiunea
dorită , apoi click pe create named section și se denumeș te sectiunea. (Fig.4.4)
Fig.4.4. Denumirea sectiuniilor
4.2.3. Setari si solutii
În aceast ă etapă se vor introduce datele necesare simulă rii cu privire la vite za de curgere a
aerului pe aripă , densitate, temperatura etc.
Fig. 4.5 Domeniul mesat din setari
NECLASIFICAT
80 din 88 Setarea implicită în acest caz este aerul, fluidul de lucru al acestei simulări. Setările trebuie
modificate în concordanță cu compresibilitatea, temperatura și proprietăț ile termofizice Materials – air –
Create/Edit
În continuare se selectează comenzile pentru crearea graficelor și scrierea coeficienților de rezistență,
tracțiune și moment:
a) Monitors – Residuals, Stastistic and F orce Monitors – Create – Drag
b) 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 vi zualizat. 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
NECLASIFICAT
81 din 88
Fig.4.7 Caracteristici de peresiune
Fig.4.8 Caracteristici de viteza
NECLASIFICAT
82 din 88 4.3. Ar ipa 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. A m folosit func ția Extrude pentru generarea modelului 3D. (
Fig.4.9 . Model 3D aripă -fuselaj in pozitie inferioara
Urmatorul pas constă î n con struirea domeniului de simulare. Domeniul de simulare e ste de
10 ori mai mare decât dimensiunea structurii aripa -fuselaj. (Fig.4.10)
Fig.4.10. Domeniul de simulare
NECLASIFICAT
83 din 88 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 secț iunilor de simulare. Se face click pe secțiunea
dorită , apoi click pe create named section și se denumeș te sectiunea. (Fig.4.12)
Fig.4.11. Denumirea sectiuniilor
NECLASIFICAT
84 din 88
4.3.3. Setari si solutii
În aceast ă etapă se vor introduce datele necesare simulă rii cu privire la vite za 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 proprietăț ile termofizice Materials – air –
Create/Edit
În continuare se selectează comenzile pentru crearea graficelor și scrierea coeficienților de rezistență,
tracțiune și moment:
c) Monitors – Residuals, Stastistic and Force Monitors – Create – Drag
d) 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 .
NECLASIFICAT
85 din 88
4.3.4. Rezultate
În această etapă vor fi afișate rezultatele sub de forma i magini 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 mo difică
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
NECLASIFICAT
86 din 88
Fig.4.14 . Caracteristici de presiune
Fig.4.15 . Caracteristici de viteza
NECLASIFICAT
87 din 88 CONCLU ZII
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 pr imul
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, combin ate 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 car e se petrec în timpul
zborului. Având experiența z borului ,al unei aeronave cu aripă sus , am înțeles mai ușor
problemele t ratate la capitolul “ interferen ța arip ă-fuselaj ”, înțelegând mai bine anumite probleme
care au apărut în tim pul 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 sp ecialitate,
comparabile cu cele ale avioanelor care operează în prezent.
În demersul înțele gerii aerodinamicii interferen ței configura ției arip ă-fuselaj , am folosit
un astfel de program software pentru a simula cu rgerea în jurul acestei suprafe țe arip ă-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 “z bor” în sine.
NECLASIFICAT
88 din 88
BIBLIOGRAFIE
1. Aerodinamica practic ă a avioanelor manevriere , București 1987
2. BRAGA V. G., Dinamica zborului aparatelor de zbor , Academia Militară de ingineri de
aviație N. E. Jukovski 1966
3. CONSTANTIN ROTARU , Aerodinamica -elemente teoretice și aplicații , Editura
academiei tehnice militare, București, 2009
4. JOHN ANDERSON JR., Fundamentals of Aerodynamics , The McGraw -Hill Series in
Aeronautical and Aerospace Engineering, New York, SUA 2007
5. BERNARD ETKIN, Dynamics of Flight , Editura John Wiley & Sons, SUA, 1996
6. DANIEL P. RAYMER, Aircraft Design , AIAA Education Series, Reston, Virginia, SUA,
2002
7. IOAN SĂLĂGEANU, Aerodinamica vitezelor subsonice , Editura Academiei Militare,
București, 2004
8. CONSTANTIN ROTARU, Dinamica Zborului Avionului , Editura Pri ntech, București
2014
9. BARBU CRISTIAN, Mecanica fluidelor , Editura Academiei Tehnice Militare, București
2011
10. M. R. NAPOLITANO, Aircraft Dynamics -from modeling to similation , John Wiley &
Sons. Inc, United Kingdon, 2012
11. MIHAI M. NIȚĂ, FLORENTIN MORARU, RADU N. PATRAULEA, Avioane și
Rachete -Concepte de proiectare , Editura Militară, București 1985
12. GRIGORE I., Mecanica zborului avionului , Editura Academiei Militare, București, 1973
13. GROSU I., Calculul și construcția avionului , Editura Didactică și Pedegogică, București
1965
14. HACKER T., Stabilitate și Comandă în teoria zborului , Editura Academiei Republicii
Socialiste România, București 1968
15. IONESCU D., Proiectarea avioanelor -calculul performanțelor , Academia Militară,
București 1968
Copyright Notice
© Licențiada.org respectă drepturile de proprietate intelectuală și așteaptă ca toți utilizatorii să facă același lucru. Dacă consideri că un conținut de pe site încalcă drepturile tale de autor, te rugăm să trimiți o notificare DMCA.
Acest articol: INTRODUCERE ………………………….. ………………………….. ………………………….. ……………………….. 3 1…. [629382] (ID: 629382)
Dacă considerați că acest conținut vă încalcă drepturile de autor, vă rugăm să depuneți o cerere pe pagina noastră Copyright Takedown.