Prof. univ. dr. ing. Constantin ROTARU Cpt. cdor. dr. Oliver CIUICĂ Autor: Sd.Sg.Petru-Marius DĂNILĂ BRAȘOV -2018- MINISTERUL APĂRĂRII NAȚIONALE… [307366]
MINISTERUL APĂRĂRII NAȚIONALE
ACADEMIA FORȚELOR AERIENE
„HENRI COANDĂ”
NECLASIFICAT
LUCRARE DE LICENȚĂ
Conducător științific:
Prof. univ. dr. ing. Constantin ROTARU
Cpt. cdor. dr. Oliver CIUICĂ
Autor:
Sd.Sg.Petru-Marius DĂNILĂ
BRAȘOV
-2018-
MINISTERUL APĂRĂRII NAȚIONALE
ACADEMIA FORȚELOR AERIENE
„HENRI COANDĂ”
NECLASIFICAT
LUCRARE DE LICENȚĂ
STUDIUL PRIVIND AERODINAMICA AVIONULUI F-16 LA UNGHIURI MARI DE ATAC
Conducător științific:
Prof. univ. dr. ing. Constantin ROTARU
Cpt. cdor. dr. Oliver CIUICĂ
Autor:
Sd.Sg. Petru-Marius DĂNILĂ
BRAȘOV
ROMÂNIA
MINISTERUL APĂRĂRII NAȚIONALE
ACADEMIA FORȚELOR AERIENE
„HENRI COANDĂ”
F I Ș A
lucrării de licență
Denumirea temei: Studiul privind aerodinamica avionului F-16 la unghiuri mari de atac
Probleme de tratat:
Aripa-generalități
Caracteristici aerodinamice ale aripii delta
Aeronave militare cu configurație „aripă delta”
Modelarea și simularea curgerii în jurul unei aripi delta
Documentare: Academia Tehnică Militară
Bibliografie de referință recomandată:
[anonimizat], [anonimizat] 1975
[anonimizat]: [anonimizat], București, 2009
[anonimizat], Editura Academiei Tehnice Militare 1979
[anonimizat]: [anonimizat], București 2009
Data de primire a temei: 15.06.2017
Data de predare a lucrării de licență: 12.07.2018
ACADEMIA FORȚELOR AERIENE "HENRI COANDĂ"
FACULTATEA DE MANAGEMENT AERONAUTIC
F I Ș Ă
cu avizele la rapoartele de cercetare științifică
pentru elaborarea lucrării de licență
Titlul lucrării: Studiul privind aerodinamica avionului F-16 la unghiuri mari de atac
Student: [anonimizat].sg. Petru-Marius DĂNILĂ
Coordonatori științifici: Prof. univ. dr. ing. Constantin ROTARU
Cpt. cdor. dr. Oliver CIUICĂ
REFERATUL CONDUCĂTORULUI ȘTIINȚIFIC
REFERAT
DE APRECIERE A LUCRĂRII DE LICENȚĂ
Data_________
Conducător științific
________
____________________
[anonimizat] i-a pasionat atât de mult pe oameni încât i-a făcut să născocească diverse și ciudate mașinării cu care să încerce să se ridice de la sol. Dar, [anonimizat], [anonimizat]. Aeroplanul lor a [anonimizat], [anonimizat], cu viteze ce depășesc pe cea a sunetului. [anonimizat], [anonimizat], riscându-și viața. Visul de a zbura a [anonimizat], [anonimizat]-a confecționat doua aripi din pene lipite cu ceară și s-a [anonimizat]. Apropiindu-[anonimizat] s-a [anonimizat] s-a prăbușit in mare. [anonimizat], celebrul Leonardo da Vinci s-a gândit, [anonimizat]. [anonimizat] a proiectat un aparat numit “ortopter”. [anonimizat] s-a dovedit a fi imposibil. Planurile lui da Vinci au căzut apoi în uitare multă vreme. [anonimizat], [anonimizat]rzi își imaginează o corabie zburătoare, care ar fi trebuit să se poată ridica în aer cu ajutorul a patru globuri din metal, golite de aer. Acest proiect fantezist făcut public în anul 1670 a rămas și el nerealizat,totuși, spre sfârșitul secolului al XVIII- lea, omul a reușit să urce spre cer cu ajutorul balonului umplut cu aer cald. În secolul următor sunt construite primele planoare (cu aripi arcuite ca ale păsărilor) de către Otto Lilienthal, care a și murit într-o astfel de încercare de a cuceri văzduhul. Însă planorul a reprezentat primul pas spre construirea unui aparat mai greu decât aerul și care să se deplaseze prin mijloace proprii. Acesta va fi aeroplanul sau avionul. În 1897, francezul Clement Ader a reușit să se ridice în aer cu un aparat construit de el însuși, care semăna cu o pasăre mare și ciudată. Motorul punea în funcțiune o elice, care făcea ca aeroplanul să se urnească de la sol. Unii considerau că acesta a fost primul avion din lume care a zburat. De fapt, “zborul” său a fost un salt de câțiva metri. Probabil că primul zbor cu adevărat reușit a fost cel realizat cu aparatul fraților Wilbur și Orville Wright câțiva ani mai târziu, în 1903. Acești americani au reușit să se ridice cu aeroplanul timp de 12 secunde,zborul având loc în Carolina de Nord. După această dată începe sa fie construite și alte aeroplane, în America și Europa. Însă, pe atunci, ele abia se ridicau în aer. Cei care le urmăreau “zborul” erau nevoiți să stea la nivelul solului, pentru a vedea dacă roțile acestora s-au ridicat de pe pământ. Cu timpul, însă, aeroplanele s-au perfecționat, reușind să zboare tot mai sus și mai repede.
Cunoașterea elementelor de aerodinamică, luată ca parte integrată în domeniul aviației, este obligatorie pentru personalul navigant. Operarea aeronavelor în condiții de maximă siguranță și eficientă are la bază cunostiințe din domeniul tehnic.
În această lucrare am ales să studiez caracteristicile aerodinamicii ale aripii delta ca demers de aprofundare a cunostintelor teoretice necesare personalului navigant. Aripa delta reprezintă o aripă a cărei formă văzută de sus se aseamănă cu un triunghi, de obicei, cu capetele tăiate. Unghiul de săgeată, de obicei, este de 60 de grade, iar unghiul dintre bordul de fugă și fuselaj, de 90 de grade. În general, ampenajul orizontal lipsește. Dezavantajul aripii delta este dat de instabilitate, însă cel mai important avantaj este acela al eficienței în zborul la viteze mari.
Interesul pentru acest tip de aripă provine de la importantele caracteristici pe care le prezintă acest tip de aripă în zborul la viteze mari si mai ales în zborul la unghiuri mari de atac.
În prima parte a prezentării, am studiat caracteristicile principale ale aripii și modelele constructive.
În cel de-al doilea capitol am avut ca studio caracteristicile aerodinamice ale aripii delta,unde am pornit de la considerații teoretice și studiul asupra comportării aripilor delta la diferite viteze si alungiri și am încheiat cu observații generale și perspective în construirea avioanelor cu aripa delta.
Capitolul al treilea prezinta avionul militar F-16 Fighting Falcon, care are în compunere aripa delta.
În ultimul capitol, ca studiu de caz, am ales sa modelez și să simulez în programul Ansys Fluent curgerea aerului în jurul unei aripi delta, prezentând rezultate despre presiuni, viteze pentru diferite unghiuri de atac.
Un prim avantaj al utilizării aripii delta este acela că bordul de atac rămâne în spatele undei de șoc generate de botul avionului în zborul transonic și supersonic. Un alt avantaj este dat de creșterea unghiului maxim de atac al aripii, datorat turbioanelor mari create de bordul de fugă, turbioane ce rămân atașate de extradosul aripii, astfel aripa delta angajându-se la unghiuri de incidență foarte mari.
1.ARIPA
1.1 Generalități
Cuvântul “aripă” , provenit din limba latină, a fost folosit mai mult timp, pentru a face referire, în cazul păsărilor, la membrele responsabile cu zborul. În ultimele secole, sensul acestui cuvânt a luat amploare și a ajuns să includă suprafețe creatoare de portantă, în cazul aeronavelor în special.
Prin aripă se ințelege suprafața care produce forțele aerodinamice care fac posibilă mișcarea și conducerea unor corpuri prin aer și alte gaze, sau prin apă și alte lichide. Mai mult decât atât,prin secționarea unei aripi rezultă un profil aerodinamic cu o formă capabilă să producă portanță, ea fiind suma tuturor forțelor generate de mișcarea fluidului în jurul profilului, proiectată într-un plan perpendicular pe direcția principală de curgere a fluidului. Descoperirea faptului că portanța ar putea fi creată prin trecerea unui profil aerodinamic printr-un fluid, a dus la dezvoltarea aeronavelor cu aripa fixă și a aeronavelor cu aripi rotative în mișcare.
Modelul constructiv al aripii este intr-o continuă evoluție. Dacă ar fi să comparăm aripa folosită de frații Wright la primul zbor cu aripa unui avion de vânătoare SU-47,diferențele sunt remarcabile începând cu numărul suprafețelor portante, materialele folosite, mărimea, forma, toate acestea având contribuții semnificative pentru performanța aeronavei.
Aripile sunt principalele suprafețe portante ale unei aeronave, amplasate pe fiecare parte ale fuselajului cu principalul rol de a produce forță portantă și a susține aeronava în zbor. În funcție de caracteristicile tehnice ale fiecărei aeronave în parte, aripile pot avea forme, mărimi și structuri diferite. Acestea pot fi amplasate deasupra, la mijloc sau sub fuselaj, fiecare dintre ele oferind performanțe de zbor, la anumite viteze si unghiuri de atac.De asemenea, numărul aripilor poate varia. Aeronavele cu o singură aripă se numesc monoplane, iar cele cu două aripi,biplane. Forma in plan a aripii poate fi foarte diversificată; de la aripă în săgeată (A300, BAC 1-11, SU-27), la aripă triunghiulară (F-16, Saab 37 Viggen) sau trapezoidală (F-22 Raptor). Ca principale elemente constructive, aripile au în alcătuire lonjeroane, lise, nervuri și panouri de înveliș.
1.2. Elemente constructive
Principalele elemente constructive ale aripilor sunt: lonjeroane, lise, nervuri și panouri de înveliș. Lonjeroanele sunt grinzi de formă “dublu T” sau alt profil, ale căror tălpi lucrează la întinderea și compresiunea produsă de momentul de torsiune. În constructiile actuale de avioane se folosesc în principiu lonjeroane de tip grindă cu pereții subțiri și doar în unele cazuri se folosesc lonjeroane tip grindă cu zăbrele. Un lonjeron este format din perete (inima) și tălpi. Pereții lipsesc la lonjeroanele tip grindă cu zăbrele, iar tălpile sunt legate prin zăbrele. Pentru ca lonjeronul să aibă un plus de rigiditate la torsiune, acesta va fi construit cu două inimi. Inimile și tălpile sunt îmbinate între ele prin nituri. În unele cazuri, se pot întâlni lonjeroane dintr-o bucată fabricate prin turnare sau ștanțare. Tălpile se execută din profile speciale de diferite secțiuni și sunt fabricate din aliaje de oțel, aluminiu, titan sau alte materiale. Pentru a realiza greutatea minimă, tălpile se execută cu secțiune variabilă sau profil variabil. Pentru îmbinarea tălpilor cu învelișul curb, se utilizează adaosuri din aliaj de aluminiu, din textolit sau alte materiale. Aceste tălpi de lonjeron se calculează la o rezistență de rupere mult mai mică decât cea a materialului respectiv, datorită concentrărilor de tensiuni care pot apărea la orificiile pentru nituri și buloane, în cordoanele de sudură etc. Tălpile se verifică și la flambaj, pentru solicitarea de compresiune. Datorită prinderii de inimă și de înveliș, determinarea tensiunilor critice este complicată. Inima lonjeronului se execută în general din tablă din aliaj de aluminiu, titan sau oțel inoxidabil. Ea se calculează la forfecare datorită momentului de torsiune și forței tăietoare și se verifică la pilaj. Dacă se dorește mărirea tensiunilor critice de pliaj ale inimii, aceasta se poate rigidiza cu montanții.
Lisele sunt elemente longitudinale care lucrează la eforturile axiale produse de încovoierea aripii și la încovoierea produsă de sarcinile locale (aerodinamice) transmise prin înveliș. De asemenea, lisele asigură rigidizarea învelișului, mărindu-i tensiunile critice de pilaj. În construcțiile actuale ale avioanelor se folosesc lise sub formă de profile turnate, dar și profile din tablă îndoită. Tensiunile care apar în lise datorită încovoierii lor sub acțiunea sarcinii aerodinamice locale sunt neglijabile. Flambajul lisei poate avea loc mai probabil în direcție normală pe înveliș, De aceea, ele se montează astfel ca să se mărească rigiditatea pe această direcție. La determinarea tensiunii critice de flambaj a lisei trebuie să se considere o porțiune de înveliș deoarece acesta își pierde stabilitatea mai devreme decât lisa și în el vor apărea tensiuni variabile, între o valoare maximă pe lisă și o valoare minimă la mijlocul distanței dintre lise.
Nervurile sunt elemente transversale, care asigură forma necesară profilului aripii și preiau sarcinile locale de la înveliș, pe care îl transmit lonjeroanelor și învelișului. De asemenea, nervurile servesc la rigidizarea învelișului. Există două feluri de nervuri, ținând cont de destinația și forma lor constructivă:normale și de efort. Cele normale sunt folosite pentru păstrarea formei aripii, transmițând sarcina aerodinamică la lonjeroane și lise, de asemenea, rigidizând învelișul și scheletul longitudinal, în timp ce nervurile de efort au, în plus, funcția de a prelua forțele concentrate de la prinderea diverselor agregate. Nervurile de efort se montează și în locurile de întrerupere a elementelor longitudinale sau la frângerea lor, la marginile decupărilor mari. Nervurile obișnuite sunt în formă de bare cu pereți subțiri,tălpile și inimile fiind decupate și rigidizate în unele cazuri cu montanți sau prin ambutisare. În locurile în care sunt dispuse rezervoarele de combustibil, nervurile nu au pereți.
Învelisul asigură forma aripii și participă la preluarea sarcinilor locale (transversale), iar pe măsură ce este mai rezistent, preia eforturile tangențiale, de întindere și compresiune, cuprinse în planul tangent. Învelișul aripii de avion se execută din tablă de aluminiu, aliaj de titan, oțel inoxidabil sau alte materiale, îmbinate între ele prin nituri, sudură sau lipire de-a lungul scheletului longitudinal și transversal. În înveliș apar tensiuni normale și tangențiale datorită încovoierii cu forță tăietoare și datorită răsucirii aripii.
1.3. Forma în plan și profilul aripii
Forma în plan a aripii, este dată de proiecția acesteia pe planul xOy, perpendicular pe planul longitudinal de simetrie xOy. Suprafața aripii S, este aria figurii plane astfel obținute, prelungind aripa prin fuselaj. Pentru o mai bună definire a formei în plan, se au în vedere următoarele caracteristici: anvergura (2b), unghiurile de săgeată (,,,), corzile la centru () și la extremitate (), dimensiunile caracteristice voleților și aripioarelor etc. Geometria aripii este completată de unghiul diedru (), definit de planul median al aripii și planul xOy, precun și de profilul aripii în fiecare secțiune transversală.
Grosimea aripii (e), într-o secțiune oarecare este grosimea maximă a profilului din acea secțiune și deci grosimea relativă (ε) este dată de ε=e/c. Astfel, ,, sau ,, reprezintă grosimea, respectiv grosimea relativă la extremitate, centru și încastrare.
Secțiunea transversală a aripii sau profilul, reprezintă forma geometrică de care depind în cea mai mare măsură caracteristicile aerodinamice. Profilul are ca parametri geometrici coarda (c), linia mediană, cotele față de linia mediană pentru extrados, respectiv intrados (,), în funcție de x, grosimea maximă e = , grosimea maximă în procente ē=(e/c)×100, săgeata maximă relativă în procente = (f/c)×100 și pozițiile pentru grosimea maximă, respectiv săgeata maximă = (/c)×100 și = (/c)×100.
După formă, profilele pot fi convex-concave, plan-convexe si biconvexe. După mărimea parametrilor geometrici și după domeniul de viteze la care se utilizează, profilele sunt pentru viteze mici, mari subsonice (laminare, simetrice) și pentru viteze supersonice. Profilele clasice sunt în general curbe, cu grosime maximă mai în fată și cu coeficient de portanță foarte mare. Profilele laminare au rezistența la înaintare mult mai mică deoarece au grosimea maximă mai în spate și măresc porțiunea cu scurgerea laminară. Acestea au însă mai mic, ceea ce duce la mărirea vitezei de aterizare.
1.4. Modele constructive ale aripii
Aripile aeronavelor din zilele noastre se disting datorită modelelor constructive. Ele au evoluat de la aripa cu schelet “grindă cu zăbrele” și înveliș de pânză, la aripa de lemn cu înveliș de placaj, evoluând mai apoi la diferite tipuri de aripi metalice până la construcția integrală. Configurațiile constructive de aripă au fost împărțite în două categorii, ținând cont de gradul de participare a învelișului și a altor elemente la preluarea eforturilor, acestea fiind aripi cu înveliș ce nu lucrează și aripi cu înveliș portant. Această clasificare a fost facută datorită faptului că tot timpul, construția 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 cu 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 putea fi adăugată aripa cu lonjeroane și lise(semicocă) al cărei înveliș participă la încovoierea cu o rigiditate redusă (aprox 40%). În acest caz, încărcarea se face peste tensiunea critică a învelișului, astfel că aceasta se poate plia elastic. În cazul aripii cu lonjeroane, învelișul este subțire, slab rigidizat și preia doar tensiunile tangențiale apărute în momentul de torsiune și forță tăietoare. Construcția cocă este o grindă cilindrică sau conică ai cărei pereți preiau tensiuni tangențiale sau normale, provenite datorită momentului de încovoiere, al celui de torsiune și de forță tăietoare. În construcția acestui tip de aripă se pot folosi lonjeroane sau mai puțin puternice, de dimensiuni și rigidități apropiate de cele ale liselor.
În cazul avioanelor de viteză mare, ale căror aripi trebuie să aibă profil subțire pentru a micșora rezistența de undă, construcția cocă este cea mai bună alegere. Deci, învelișul devine elementul de forță principal, iar noile construcții de aripă sunt studiate după felul elementelor de rigidizare:
Aripi cu lise: acest tip de aripi cu schelet longitudinal este larg răspândit la aparatele de zbor care au profil de aripă nu foarte subțire. Tipul de aripă prezentat este compus din unul sau două lonjeroane, lise și înveliș. La extrados, lisele pot fi mai dese decât la intrados, datorită faptului că tensiunile critice sunt, în mod normal mai mici decât cele de rupere. În cazul învelișului relativ subțire, nervurile se prind și de înveliș, dar și de lise. Acest tip de aripă se poate fabrica pe panouri separate, care se vor monta ulterior între ele. În acest caz, nervurile sunt formate din jumătăți separate, pentru intrados și pentru extrados.
Aripi cu rigidizare în formă de cofraj: în cazul acestor tipuri de aripi, dacă distanța dintre lise este prea mică, se folosește rigidizarea cu tablă ondulată, deoarece, din punct de vedere al fabricației și al greutății, este mult mai avantajos. În condițiile încălzirii aerodinamice la viteze mai mari de zbor, va fi folosit învelișul din tablă de oțel, care are o grosime foarte mică, în acest caz rigidizarea cu tablă ondulată fiind de asemenea foarte avantajoasă. Îmbinarea tablei ondulate cu învelișul se face prin puncte de sudură, același principiu fiind aplicat și în cazul inimii lonjeronului.
Aripi compuse din panouri monolit: la aripile cu grosime relativă mică, construcția acestora cu lise nu este rațională, pentru că înălțimea necesară acestora este comparabilă cu înălțimea profilului, materialul folosit fiind prea aproape pe axa neutră. Astfel, aceste dezavantaje sunt înlăturate parțial prin folosirea construcției monolit. Panourile monolit constă din foi de înveliș, de cele mai multe ori având grosime variabilă, prelucrate dintr-o bucată cu nervurile de rigidizare, care țin locul liselor,lonjeroanelor, dar și a nervurilor. Panourile pot fi fabricate prin ștanțare, turnare, presare sau prelucrare mecanică. Acest tip de aripă prezintă unele avantaje cum ar fi diminurea 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 constructie 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 ca umplutură, sistemul fagure din metal sau din textolit. Construcția îmbinărilor panourilor din trei straturi, presupune unele cazuri particulare, legate de rezistența slabă a materialului de umplutură la comprimare și la forțe concentrate. Pentru întărirea acestor porțiuni ale panourilor, se folosesc adapsuri metalice din mase plastice sau alte materiale.
Aripi cu rigidizare din tablă ondulată:ca principiu, acest tip de aripă are un înveliș cu trei straturi, la care umplutura este din tablă ondulată, fiind asigurată rigidizarea longitudinală și cea transversală a învelișului. Tabla ondulată, în porțiunile dintre lonjeroane, se așează cu pliurile în lungul aripii pentru a prelua eforturile axiale. Pentru o menținere mai bună a profilului, în bordul de atac și de fugă, aceasta poate fi așezată transversal.
Aripi cu umplutură compactă:în cazul aripilor cu grosime relativă foarte mică, învelișul cu trei straturi nu ar putea fi folosit, pentru că stratul portant interior este prea aproape de axa neutră. Astfel, se folosește aripa cu umplutură compactă. Tensiunile crtitice ale învelișului se obțin datorită rezemării continue pe materialul de umplutură. Astfel, se poate evita rgidizarea suplimentară a învelișului.
1.5. Parametri geometrici ai aripii
În funcție de categoria aparatului de proiectat se vor avea în vedere principii și criterii de selectare ale modelelor constructive pentru anumite tipuri de aripi.
1.5.1. Alungirea aripii
Alungirea aripii este un prim detaliu studiat de frații Wright folosind un tunel aerodinamic. Ei au descoperit că o aripă lungă și subțire (alungire mică) produce mai puțină rezistență la înaintare decât una scurtă și groasă (alungire mare). Pentru aripile cu formă dreptunghiulară, alungirea este definită ca raportul dintre anvergură, notată cu b și coarda, notată cu c. Aripile moderne, cu extremitățile înguste au ca formulă pentru alungire raportul dintre pătratul anvergurii și suprafața aripii notată cu s. Când o aripă produce portanță, presiunea de pe intrados este mai crescută decât cea de pe extrados, iar aerul se va deplasa din zona centrală a aripii spre vârful acesteia. Acest fenomen va face ca portanța să fie redusă la capătul aripii și totodată, se vor forma vârtejuri la capătul semiplanelor. O aripă cu o alungire mare va fi mai puțin afectată de vârtejurile formate de diferența de presiune dintre extrados și intrados, totodată, pierderea portanței și creșterea rezistenței la înaintare nu se vor simți ca la o aripă cu alungirea mică, cu o suprafață egală. Um alt motiv pentru alegerea alungirii pentru o aripă, îl reprezintă unghiul critic de angajare. Datorat reducerii unghiului de atac la vârfuri, o aripă cu o alungire redusă se va angaja la unghiuri mari de atac, spre deosebire de una cu alungire mare. Acesta este motivul pentru care ampenajul, atât vertical, cât și cel orizontal tinde să aibă alungirea cât mai redusă, astfel momentul angajării este mai întârziat comparativ cu aripa, rezultând un control mai bun al aeronavei.
Fig 1.5.1.1. Efectele alungirii aripii în raport cu portanța
Modificarea alungirii aripii duce la schimbarea unei varietăți de parametri, astfel fiind necesară stabilirea acesteia de la început și evitarea modificării acestuia, deci este obligatoriu 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, viteză de croazieră, viteză maximă, durată și distanță maxima de zbor, distanță de rulare decolare-aterizare, greutatea structurii aripii și a combustibilului înmagazinat în aripă etc. Ca un exemplu, se poate sublinia faptul că alungirea aripii are o influență asupra cheltuielilor directe de exploatare, determinate de faptul că o dată cu modificarea alungirii se va modifica și rezistența indusă, numărul și greutatea aripii. În principiu, pentru fiecare clasă de avioane în parte se poate stabili o gamă de alungiri care vor minimiza cheltuielile directe de exploatare. Acestea fiind spuse, pentru clasa avioanelor de transport subsonice turboreactoare, curba de variație a cheltuielilor prezintă un minim la λ=6÷8, în funcție de alungirea aripii. Problema determinării alungirii optime poate fi formulată și în sensul găsirii acelei valori care minimizează greutatea aripii , însumată cu greutatea de combustibil necesar , pentru parcurgerea unei distanțe date.
(1)
Avem formula alungirii aripii:
λ= (2)
Unde 2b este anvergura (b fiind distanța de la axul fuselajului la vârful aripii) și
S=2 (3)
Unde este coarda profilului aripii în planul de simetrie (obținută prin prelungirea bordurilor de atac și de fugă) iar reprezintă coarda la extremitatea aripii.
Trecerea de la aripa de lungime infinită (caracteristicile aerodinamice ale profilului) la cea de lungime finită se face prin intermediul parametrului λ, numit alungire. La viteze de zbor subsonice alungirea influențează asupra coeficienților și astfel:
= α = (4)
= + (5)
Unde este coeficientul de rezistență la înaintare, 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:
= + (6)
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 , iar rezistența de undă se micșorează.La viteze supersonice (M>1,2) influența alungirii asupra rezistenței induse nu se mai manifestă,dacă aripa are marginile supersonice. Dezavantajul aripilor de alungire foarte mică este acela că la viteze mici, se micșorează d/d α, iar se obține la unghiuri mari de incidență. Aceasta necesită trenuri de aterizare foarte înalte, aterizarea pe două puncte etc.
1.5.2 Unghiul de sageată
Unghiul de săgeată, la aripa aeronavei este în general utilizat pentru a reduce efectele adverse în zborul supersonic și transonic. În mod teoretic, șocul format pe o aripă cu un anumit unghi de săgeată, nu este determinat de viteza curentului de aer care traversează profilul, ci de curentul de aer care este orientat perpendicular pe bordul de atac. Distanța de la bordul de atac la bordul de fugă este mai scurtă, măsurată perpendicular pe bordul de atac, astfel încât viteza curentului de aer este mai mică și șocul nu se mai formează. Acest rezultat a fost pentru prima dată aplicat de germani în timpul celui de-Al Doilea Război Mondial, permițând creșterea numărului Mach critic.
Este definit la bordul de atac, la linia sferturilor de coardă sau la linia mediană a aripii, unghiul de săgeată χ se consideră pozitiv în cazul în care se măsoară de la axa transversală Oy, în sensul curgerii relative a curentului de aer. Aripa în săgeată este folosită mai mult în domeniul compresibil subsonic și transonic, față de avioanele supersonice. Aripa în săgeată are cea mai mare eficacitate în întârzierea apariției desprinderilor induse de undele de șoc de pe extradosul și intradosul aripii, în principiu ameliorând variația coeficienților aerodinamici în regim transonic. Efectul principal al săgeții în zborul subsonic constă în mărirea numărului . Numărul Mach critic crește o dată cu săgeata, la fel ca în figura 1.3:
Fig 1.5.2.1 Efectul săgeții aripii asupra numărului Mach critic
Un alt efect este și micșorarea sensibilă a gradientului rezistenței la portanță nulă în raport cu numărul Mach.
Un alt avantaj al acestui tip de aripă este faptul că ameliorează fluctuațiile poziției focarului în regim transonic:
Fig. 1.5.2.2 Fluctuațiile focarului în regim transonic
Dacă la aria dreaptă poziția focarului se modifică foarte mult și în ambele sensuri,în cazul aripii în săgeată poziția focarului se modifică foarte puțin până la M=0,9 , apoi se deplasează lent spre bordul de fugă,fără fluctuații, până la poziția ce corespunde regimului supersomic. Ca o concluzie, se poate afirma faptul că o viteză de zbor mai mare, va cere o săgeată mai mare a aripii.
Aripa în săgeată prezintă o serie de dezavantaje cum ar fi:
Micșorarea portanței aripii, caracterizată prin d/d α și și a eficacității dispozitivelor de mecanizare a aripii.
Creșterea stabilității statice transversale.Pentru coordonare între stabilitatea transversală și cea de drum, este necesară mărirea suprafeței ampenajului vertical și folosirea unghiului diedru negativ. În afară de acestea, sunt necesare organe de comandă transversale mai puternice.
La unghiuri mari de incidentă vor exista desprinderi la capetele aripii, ceea ce duce la modificarea stabilității longitudinale și transversale și la diminuarea eficacității aripioarelor.Pentru a combate acest inconvenient, se folosesc unele procedee, cum ar fi torsionarea geometrică și aerodinamică a aripii, micșorarea trapezoidalității aripii, mărirea curburii profilului aripii prin folosirea unor ieșituri la bordul de atac, sau mai sunt folosite procedee pentru mărirea .
Unghiul de săgeată mărește deviația curentului după aripă, micșorând eficacitatea ampenajului orizontal.
Mărirea săgeții aripii crește greutatea aripii, în timp ce scade rigiditatea acesteia.Liniile de curent pe aripa în săgeată se curbează astfel că scurgerea normală se schimbă în secțiunile de la capete și la pereții plan, efectul săgeții fiind diminuat. Pentru a evita acest fenomen, se pot îmbina aripa cu fuselajul după liniile de curent de la scurgerea în jurul aripii, se pot folosi în încastrare profile M-stabile, cu bord de atac depresiv, sau de asemenea se poate “frânge” aripa, prin schimbarea continuă a săgeții sau prin crearea de ieșituri de forme diverse la capetele aripii.
Astfel, se va considera o aripă cu unghiul de săgeată Λ, care va fi măsurat pe linia care unește ¼ din coardă, într-un curent de viteză V și un unghi de derapaj β, pozitiv. Numai componentele normale pe linia focarelor (1/4 din corzi în subsonic) produc forțe portante pe cele două semiaripi.
Corespunzător acestor viteze diferite, apare și o diferență de portanță:
ΔP= (7)
Sau deoarece β este considerat mic, vom considera sin β = β și cos β = 1, deci forma finală va fi:
ΔP= (8)
Momentul de ruliu negativ produs de această diferență de portanță este proporțional cu jumătatea diferenței de portanță (ΔP/2). De aici rezultă că acest coeficient al momentului de ruliu este:
(9)
Unde k este o constantă de proporționalitate (ordinul tipic de mărire tipic este 0,2). Efectul de diedru produs de săgeata pozitivă a aripii este:
(10)
Din toate acestea, se poate concluziona faptul că săgeata pozitivă contribuie la efectul de diedru, fiind proporțional cu coeficientul de portanță. Luând ca exemplu o săgeată Λ=45˚, vom avea o contribuție de ordinul -0,2 · , care la incidențe mari este foarte însemnată, atingând un diedru echivalent de 6-8 grade. De asemenea, trebuie luat în considerare faptul că efectul de diedru al săgeții, care depinde de coeficientul de portanță, se reduce simțitor la viteze mari de zbor, când incidențele sunt mici.
În cazul diedrului global al avionului, acesta se obține prin însumarea algebrică a efectelor de diedru parțial analizate mai sus. Aceste efecte parțiale se notează în felul următor:
– efectul diedrului geometric al aripii
-efectul de diedru al interferenței fuselaj-aripă
-efectul de diedru al ampenajului vertical
-efectul de diedru produs de săgeata aripii
Astfel vom avea:
+ + + (11)
Condiția de stabilitate statică va fi valabilă doar în cazul în care efectul de diedru va fi negativ.Problema principală este deci, cât de mare, în valoare absolută, trebuie să fie efectul de diedru, astfel îmcât să nu fie afectate alte calități de zbor ale avionului. Din experiențele practice ale zborului se constată că un efect de diedru prea mare nu este de dorit, deoarece avionul va deveni prea sensibil în ruliu, la înclinările laterale la bracarea aripioarelor. O corelare a efectului de diedru cu stabilitatea de giruetă se poate face doar printr-o analiză a stabilității dinamice. De regulă se recomandă ca efectul de diedru să nu depășească efectul echivalent al unui diedru geometric pozitiv al aripii de 3-4 grade, ceea ce înseamnă că = -0,045. În faza inițială a alegerii geometriei avionului, se recomandă ca:
= -2 (12)
Dar analiza dinamică a stabilității laterale pune în evidență și alți factori de cuplare a girației și ruliului și în consecință pot avea loc abateri însemnate, într-un sens sau altul, de la relația de mai sus între cei doi coeficienți de stabilitate statică laterală.
În fabricarea aripilor în săgeată, sunt folosite ca soluții constructive următoarele configurații:aripa monolonjeron, aripa bilonjeron, aripa în sageată cu lise și aripa în sageată cu traversă interioară.
1.5.3 Ascuțirea aripii
Ascuțirea aripii este raportul dintre coarda la vârful profilului aerodinamic al aripii și coarda de la baza aripii. Majoritatea aripilor cu unghiul de săgeată redus au acest raport în jurul valorilor de 0.4-0.5, iar majoritatea aripilor cu un unghi de săgeată mai accentuat au valori pentru ascuțire între 0.2-0.3.
Ascuțirea aripii afectează distribuția forței portante pe toată anvergura aripii. Așa cum a fost dovedit de teoria aripii de Prandl la începutul acestui secol, rezistența minimă datorită formării forței portante sau rezistență indusă, există atunci când forța portantă este distribuită pe o porțiune eliptică. Acest rezultat a fost bazat în urma cercetărilor din cel de-Al Doilea Război Mondial și această soluție constructivă s-a implementat cu succes la avionul britanic Supermarine Spitfire.
O aripă eliptică este dificil de construit din considerente financiare. Cea mai simplă aripă este cea dreptunghiulară (λ=1.0). Cu toate acestea, o aripă de forma aceasta are coarda constantă pe toată lungimea anvergurii, de unde rezultă că la capătul semiplanelor, coarda este excesiv de mare în comparație cu cea eliptică. Acest aspect face ca vârfurile aripii să fie ridicate, rezultând mai multă portanță în apropierea vărfurilor, mai mult decât ar fi ideal. În final, o aripă dreptunghiulară și netorsionată produce cu 7% mai multă rezistență la înaintare decât una eliptică pentru aceeași alungire.
Când o aripă dreptunghiulară este prelucrată și îi sunt ascuțite vârfurile, corzile de la vârfuri devin mai scurte și efectele unei aripi cu coarda constantă pe toată lungimea ei dispar. De fapt, dacă raportul dintre cele două corzi, respectiv coarda de la capătul aripii și coarda de la baza aripii are ca valoare 0.45, sunt eliminate aproape toate efectele unei aripi cu unghi de săgeată nulă și totodată, portanța produsă de această aripă este cu mult asemănătoare unei aripi eliptice.
O aripă cu unghiul de săgeată pozitiv tinde să deplaseze curentul de aer spre vârfurile acesteia, formând mai multă portanță în zonele de extremitate și ridicându-le totodată. Pentru a reveni la o distribuție avantajoasă a forței portante pe toată suprafața aripii, raportul dintre
/ trebuie să fie micșorat. Experimentele din tunelele aerodinamice au dus la determinarea raportului necesar pentru a oferi unei aripi netorsionate, dar cu unghi de săgeată performanțe asemănătoare ca ale uneia eliptice. Cu toate acestea, trebuie avut în vedere faptul că un raport mai mic de 0.2 ar trebui evitat pe cât posibil pentru toate tipurile de aripi cu excepția celor delta, care la raporturi foarte scăzute pot ajunge la desprinderi la vârfurile aripii.
1.5.4 Torsionarea aripii
Torsiunea aripii este utilizată pentru a preveni desprinderile fileurilor de aer de la capetele aripii și de a distribui egal forța portantă pe toată suprafața aripii. În general, aripile sunt torsionate între 0 și 5 grade.
Torsiunea geometrică este modificarea unghiului de incidență al profilului aerodinamic, de obicei măsurat în raport cu locul în care este încastrată aripa de fuselaj.
1.6 Aripa Delta
O aripă delta este o aripă a cărei formă văzută de sus se aseamănă cu un triunghi, de obicei, cu capetele tăiate. Unghiul de săgeată, de obicei, este de 60 de grade, iar unghiul dintre bordul de fugă și fuselaj, de 90 de grade. În general, ampenajul orizontal lipsește. Dezavantajul aripii delta este dat de instabilitate, însă cel mai important avantaj este acela al eficienței în zborul la viteze mari.
Primul brevet pentru design-ul avionului cu aripă delta l-a avut Englishmen J.W.Butler și E. Edward în 1867. Profesorul Alexander M. Lippisch din Germania, cunoscut pentru dezvoltarea avionului de luptă cu motor de rachetă Messerschimitt Me 163 Komet, a început dezvoltarea design-ului avioanelor supersonice în anii 1940. El a ales forma delta a aripii și a construit un planor din lemn care să fie lansat de la înălțime mare, fiind tractat de un avion de transport. Aliații au capturat, la sfârșitul celui de-Al Doilea Război Mondial, acest planor (ce nu a zburat niciodată) și l-au trimis in Statele Unite pentru a-l studia. Lippisch, de asemenea, s-a mutat în SUA, unde și-a continuat cercetările în domeniul zborului supersonic, pentru U.S. Air Force.
Imediat după sfârșitul celui de –al doilea război mondial, compania americană Convair, a început proiectarea unui avion interceptor supersonic cu aripă delta. Primul zbor al avionului XF-92A a fost efectuat în 1948 la baza Muroc Air. Acesta avea un ampenaj orizontal supradimensionat, deoarece se credea că aripa delta de dimensiuni mari va bloca curgerea pe ampenaj, făcând avionul incontrolabil; testele de zbor cu avionul XF-92, au contrazis această presupunere.
În 1953, inginerii de la Convair au dezvoltat avionul YF-102 Delta Dagger cu un design radical lipsit de ampenaj orizontal și unghiul de săgeată foarte mare. Testele în tunelul aerodinamic, al modelului la scară redusă, au demonstrat că acest design permitea accelerarea la viteză Mach 1, cu un consum de combustibil considerabil redus în comparație cu modelele anterioare. Totuși, în regim transonic, acest design genera o forță de frecare neașteptat de mare, devenind o problemă majoră a acestui avion.
În aceeași perioadă, Richard T. Whitcomb, un om de știință în domeniul aeronauticii de la NACA (Comitetul consultativ național pentru aeronautică), a studiat forța de frecare în regim transonic. Whitcomb a dezvoltat o teorie, numită „legea ariilor”, conform căreia două aeronave cu aceeași suprafață a secțiunii transversale vor genera aceeași undă de șoc, indiferent de modul cum este distribuită această suprafață. Folosindu-se de legea ariilor, inginerii de la Convair au modificat design-ul avionului YF-102, eliminând problema forței de frecare din regim transonic, noul avion numindu-se YF-102A.
În anii 1950, aripa delta a fost folosită la diverse aeronave destinate vitezelor mari, printre care B-58 Hustler și bombardierul XB-70 Valkyrie. În Uniunea Sovietică, s-a folosit aripa delta pentru avionul supersonic de pasageri, Tu-144 și pentru avionul de luptă Mig-21. În Franța, aripa delta a fost implementată cu succes pe avionul Dassault Mirage III.
Deși aripa delta oferă portanță mare în zborul supersonic, aceasta se confruntă cu o serie de dezavantaje: necesită piste lungi și viteze mari pentru decolare/aterizare. Aceste aspecte sunt foarte importante din punctul de vedere al siguranței zborului.
În anii 1980, cu excepția aeronavelor Concorde și Space Shuttle, interesul pentru utilizarea aripii delta s-a diminuat. Aceasta a devenit neatractivă, deoarece avioanele de luptă și-au redus cerințele pentru zborul supersonic, timpul de zbor în regim supersonic fiind limitat de consumul ridicat de combustibil. Astfel, dezvoltarea avioanelor cu aripă delta a devenit neatractivă, avantajele acesteia fiind date tocmai în zborul supersonic. Calitățile slabe ale stabilității aripii delta au fost compensate odată cu dezvoltarea sistemului de asistare computerizată „fly-by-wire” și a ampenajului orizontal de tip canard. Ampenajul de tip canard reprezintă un ampenaj orinzontal, de forma unor aripi mai mici, amplasat pe fuselaj în fața aripii. Acesta generează o manevrabilitate ridicată la unghiuri de atac mari.
Între anii 1980 și 1990 s-au dezvoltat noi avioane de luptă ce încorporează în design aripa delta și ampenajul canard, printre care putem aminti Saab Jas-39 Gripen,Dassault Rafale, Eurofighter Typhoon și Indian Light Combat Aircraft.
1.1.1 Aripa Delta
2. CARACTERISTICILE AERODINAMICE ALE ARIPII TRIUNGHIULARE
2.1 CONSIDERAȚII TEORETICE
Este cunoscut faptul că odată cu apropierea vitezelor de zbor de viteză de propagare a sunetului (în apropierea solului – aproximativ 340m/sec.), influența compresibilității aerului se manifestă cu o deosebită intensitate prin creșterea considerabilă a rezistenței la înaintare, precum și prin variații însemnate și bruște ale coeficienților de portanța și moment.
Creșterea coeficientului rezistenței la înaintare, în unele cazuri chiar până la de zece ori valoarea medie a acestui coeficient caracteristic vitezelor mici, impune pentru obținerea unor viteze de zbor apropiate de viteza sunetului, realizarea unor motoare foarte puternice, ancombrante și foarte costisitoare. Variațiile bruște ale celorlalți coeficienți impun o tehnică de pilotaj deosebită, iar în unele cazuri fac chiar imposibilă pilotarea avionului în domeniul vitezelor sonice. S-a impus deci în mod obiectiv în fața constructorilor de avioane și a cercetărilor în acest domeniu problema găsirii unor mijloace și metode care să înlăture aceste neajunsuri, sau în ultimă instanță să le atenueze în așa măsură, încât zborul să devină posibil în depline condiții de siguranță și în domeniul vitezelor sonice.
Este important de subliniat că până în prezent nu s-au găsit metode care să elimine complet neajunsurile despre care s-a vorbit mai sus, însă, printr-o muncă de cercetare, s-au găsit posibilități care au dus la realizarea zborurilor curente cu viteze trans și supersonice. Astfel, s-au găsit metode prin a căror aplicare creșterea coeficientului de rezistență la înaintare în domeniul vitezelor transsonice are o valoare mai mică, iar variațiile coeficienților de portanță și de moment devin lente și mici. Aceste măsuri au impus însă schimbări în aspectul exterior al avionului și cu deosebire în aspectul exterior al aripii. Printre măsurile adoptate în acest scop, se pot enumera: folosirea unor aripi formate din profile foarte subțiri, precum și folosirea aripilor în formă de săgeată. Aripa în formă de săgeată este caracterizată prin așa-zisul unghi de săgeată,adică unghiul format de bordul de atac (sau de linia focarelor) cu o perpendiculară dusă pe axul avionului (Figura 2.1.1) unde unghiul de săgeată este însemnat prin χ.
2.1.1 Geometria aripii în săgeată
De subliniat faptul că toate caracteristicile aerodinamice ale aripii sunt direct proporționale cu mărimea unghiului de atac.
În figura 2.1.2 se poate urmări influența săgeții asupra coeficientului de rezistență la înaintare. Se observă că prin mărimea unghiului de săgeată, creșterea coeficientului de rezistență la înaintare începe la viteze din ce în ce mai mari (numărul este din ce în ce mai mare) și în plus, valoarea sa maximă este din ce în ce mai mică.
2.1.2 Influența săgeții asupra coeficientului
În Figura 2.1.3 se poate urmări influența simultană a grosimii profilului aripii și a unghiului de săgeată.
2.1.3 Influența simultană a grosimii profilului și a unghiului de săgeată
Evident că, în dorința de a se îmbunătăți cât mai mult calitățile aerodinamice ale aripii, s-a mărit unghiul de săgeată din ce în ce mai mult; însă prin aceasta se modifică în același timp și o altă caracteristică geometrică a aripii, și anume alungirea sa. S-a observat însă experimental că în general, atunci când λ<2,5, scurgerea aerului în jurul unei asemenea aripi devine tridimensională pe aproape întreaga sa suprafață. Acest fapt atrage după sine o serie de particularități care fac ca asemenea aripi să fie foarte avantajoase pentru avioanele prevăzute a realiza viteze trans și supersonice.
Aripile de alungire mică pot avea diferite forme în plan. Trebuie subliniat însă, că forma în plan a aripilor de alungire mică nu are influență atât de mare asupra caracteristicilor aerodinamicii, așa cum se întâmplă pentru aripile de alungire obișnuită. Cu toate acestea, în practica construcțiilor de avioane supersonice s-a dat și se dă o atenție deosebită aripilor triunghiulare și dreptunghiulare. În special pentru avioanele prevăzute a realiza viteze de ordinul M=2-2,5, o largă răspândire primește aripa triunghiulară. Acesta se explică prin faptul că forma triunghiulară permite să se obțina cea mai mare săgeată a bordului de atac, ceea ce înseamnă păstrarea până la numere M mari a efectului bordurilor de scurgere subsonice (bordul de scurgere se numește subsonic, atât timp cât = . În afară de aceasta, la aripile triunghiulare, datorită săgeții bordului de atac, se înlătură unele particularități negative proprii aripilor de alungire mică χ< de altă formă în plan.
În al doilea rând, pe astfel de aripi, la trecerea de la viteze mici la viteze mari supersonice, de obicei se observă o deplasare relativ mică a focarului aerodinamic în lungul corzii, în comparație cu aripile de alungire mică de formă dreptunghiulară.
Totuși, în afară de aceste deosebiri, în ansamblu, aripile de alungire mică au particularități aerodinamice destul de generale pentru orice formă de plan. Asupra acestor particularități aerodinamice se va reveni în cele ce urmează, scoțându-se în evidență, atunci când este cazul, avantajele aripii triunghiulare.
În afară de avantajele în ceea ce privește caracteristicile aerodinamice, aripile de alungire mică prezintă avantaje deosebit de importante din punct de vedere constructiv. După cum s-a arătat mai înainte, una din metodele foarte eficace de a micșora influența compresibilității în zona vitezelor transonice, este folosirea unor profile foarte subțiri, fără ca prin aceasta, grosimea absolută a aripii să se micșoreze, ci, dimpotrivă, să crească. Acest fapt permite să se aleagă o structură de rezistență capabilă să asigure o rigiditate suficientă atât de necesară în zborurile cu viteze supersonice. Este cunoscut că o insuficientă rigiditate a construcției duce în timpul zborurilor cu viteze mari la deformații apreciabile de încovoiere și răsucire. La rândul lor, aceste deformații dau naștere la o serie de fenomene nefavorabile, cum sunt: înrăutățirea stabilității și manevrabilității, micșorarea eficacității eleroanelor (în unele cazuri, inversiunea eleroanelor). Asemenea aripi vor avea o rigiditate mult mai mare în comparație cu aripile de alungire obișnuită (λ=3-4) și de formă dreptunghiulară, întrucât au:
O grosime absolută a profirelor aripii mai mare;
O anvergură mai mică pentru aceeași suprafață de aripă;
Momente de încovoiere mai mici în secțiunea centrală.
Posibilitatea de a realiza o rigiditate mare, prin utilizarea aripilor de alungire mică, impune cu atât mai mult, folosirea acestor aripi în zbprurile cu viteze supersonice mari, când sarcinile mari de pe aripă, împreună cu încălzirea aerodinamică, micșorează rigiditatea construcției, mărind prin aceasta efectul deformațiilor clasice.
2.2 Comportarea aripilor de diferite alungiri în funcție de numărul M
Mai înainte s-au scos în evidență câteva din avantajele pe care le prezintă aripile de alungire mică din punct de vedere aerodinamic și care fac rațională folosirea lor la avioanele supersonice. În cele ce urmează, se vor analiza mai detaliat particularitățile aerodinamice ale acestor aripi.
În ceea ce privește coeficientul de rezistență la înaintare, o alungire mică influențează atât asupra numărului , cât și asupra intensității creșterii acestuia. În Figura 2.2.1 este reprezentată creșterea numărului în funcție de alungire față de o aripă cu alungirea λ=6. Din această figură se poate observa că, pe măsura micșorării alungirii, crește; astfel, o aripă de alungire λ=2, are un număr cu 0,055 mai mare decât o aripă având λ=6.
În Figura 2.2.2 este reprezentată schematic variația coeficientului în funcție de numărul M pentru o aripă de alungire obișnuită și pentru o aripă de alungire mică. Se pot constata următoarele:
Aripa de alungire mică, atât la incidențe mici, cât și la incidențe mari, are mai mare decât aripa de alungire obișnuită;
Creșterea coeficientului de rezistență la înaintare, în zona transonică, este mai puțin intensă decât la aripile de alungire obișnuită;
La incidențe mici, coeficientul de rezistență la înaintare, la aripa de alungire mică, este mai mic pentru orice număr M;
Fig 2.2.1 Variția numărului în funcție de alungire
La incidențe mari, în domendiul vitezelor subsonice, aripa de alungire mică este mai puțin avantajoasă, având un coeficient de rezistență la înaintare mai mare, datorită rezistenței induse mai mari.
= (13)
Fig 2.2.2 Variația coeficientului în funcție de numărul M pentru o aripă de alungire obișnuită și pentru o aripă de alungire mică
Caracterul variației în funcție de numărul M a coeficienților de portanță și a momentului longitudinal pentru α=const. Și de asemenea a coeficientului maxim de portanță, este reprezentat în Figura 2.2.3. Se observă că cele mai importante variații ale acestor coeficienți se manifestă în domeniul vitezelor transonice și de asemenea, numai la alungiri obișnuite. Pentru aripile de alungiri mici, curbele sunt foarte aplatizate. Experimentele arată că la viteze supersonice, coeficientul max pentru aripile de alungire mică, nu depinde de forma în plan și în afară de aceasta își schimbă puțin valoarea, micșorându-se o dată cu creșterea numărului M.
Fig 2.2.3 Variația coeficientului de portanță și a momentului longitudinal pentru α=ct, în funcție de numărul M
În Figura 2.2.4 este reprezentată variația relativă în raport de numărul M a coeficienților de eficacitate și a momentului de șarnieră pentru eleroane. După cum se poate observa, la aripile de alungire mică, ca și la aripile în săgeată, variațiile acestor coeficienți sunt mult mai mici decât la aripile drepte obișnuite și nu apare fenomenul de inversiune a comenzilor în domeniul transonic. Pe baza analizei graficelor arătate mai sus, se poate trage concluzia că pentru aripile de alungire mică sunt caracteristice valori absolute mai mici și varianții mult mai slabe decât la aripile drepte obișnuite ale coeficienților aerodinamici, precum și o valoare mai mare a lui max.
Lipsa variațiilor bruște ale coeficienților aerodinamici cu numărul M în domeniul transonic și supersonic, prin care max, precum și valoarea absolută mai micp a coeficientului de rezistență la înaintare, constituie avantaje incontestabile ale aripii de alungire micp, acetse avantaje, împreună cu cele constructive arătate în introducere, justifică utilizarea în prezent a aripilor de alungire mică la avioanele supersonice.
Fig. 2.2.4 Variația relativă a coeficientului de eficacitate pentru eleroane la aripile cu alungire mică sau în săgeată și la cele obișnuite
2.3 Comportarea aripilor de alungire mică la viteze subsonice
S-au arătat mai sus avantajele pe care le oferă aripile de alungire mică, avantaje ce se manifestă cu deosebire în domeniul vitezelor transonice și supersonice. Totuși, un avion chiar supersonic fiind, va trebui să zboare un timp oarecare cu viteze subsonice; de asemenea decolarea și aterizarea impun din punct de vedere aerodinamic anumite cerințe care trebuie satisfăcute de aripă în domeniul vitezelor mici. Din aceste motive, este chiar necesar să se cunoască comportarea aripii și în acest domeniu de viteze, cu atât mai mult cu cât, datorită alungirilor mici, caracterul scurgerii aerului diferă mult în comparație cu scurgerea aerului ăn jurul aripilor de alungire obișnuită.
Datorită alungirilor mici, efectul marginal se manifestă pe aproape întreaga suprafață a aripii; din acest motiv, scurgerea aerului în jurul aripii nu mai poate fi considerată plană în niciuna din secțiunile sale. După cum este cunoscut, prin efectul marginal se înțelege efectul alungirii finite, manifestat prin apariția unui curent transversal dinspre intradosul aripii, unde presiunea este mai mare, către extrados. În cazul aripilor de alungire obișnuită, influența acestui efect se manifestă pe o porțiune oarecare de la capetele aripii, micșorând în acea zonă forța portantă. De asemenea, această mișcare transversală a particulelor de aer dau naștere vârtejurilor marginale care induc viteze suplimentare atât pe aripă, cât și înapoia aripii și care modifică distribuția de presiune atât în lungul corzii, cât și în anvergură.
În cazul aripilor de alungire mică, efectul marginal se manifestă pe aproape întreaga suprafață a aripii, datorită distanței mici dintre bordurile marginale. Ca urmare a acestui fapt, depresiunea de pe extrados se micșorează pe întreaga aripă și în plus, creează o mișcare turbionară complexă, care dă naștere unei neregularități accentuate în ceea ce privește distribuția presiunilor
Fig. 2.3.1 Variația coeficientului de portanță la aripa de alungire mică și obișnuită
La aripile delta de alungire mică, datorită efectului săgeții, aspectul scurgerii aerului devine mai complet. Toate aceste particularități ale scurgerii aerului în jurul aripilor de alungire mică, au ca efect schimbări apreciabile în caracterul variației în funcție de incidența a tuturor coeficienților aerodinamici și în primul rând a coeficienților forței portante. Variația acestui coeficient în raport de incidență este reprezentată de Figura 2.3.1 unde pentru comparație s-a reprezentat curba și pentru o aripă de alungire obișnuită.
Din compararea celor două curbe se pot deduce următoarele:
Pentru aripile de alungire mică este caracteristic faptul că nu mai prezintă o variație liniară, ca în cazul alungirilor mari și cu cât alungirea este mai mică, cu atât această neliniaritate este mai accentuată. Subliniem însă că această neliniaritate a lui se manifestă numai în domeniul vitezelor subsonice; în domeniul vitezelor supersonice, curba își recapătă caracterul liniar obișnuit, care se menține până la incidențe de ordinul a 20˚-30˚;
Panta curbei coeficientului de portanță este mult mai mică decât la aripile de alungire obișnuite în domeniul incidențelor mici; cu alte cuvinte, pentru o aceeași incidență situată în domeniul unghiurilor mici (de obicei folosite în practică), aripa de alungire mică are un coeficient de portanță mult mai mic decât aripa de alungire normală. Pe măsură ce incidența crește, atât valoarea absolută a lui cât și crește;
Creșterea coeficientului de portanță se continuă la aripile de alungire mică până la incidențe foarte mari în comparație cu aripile de alungire obișnuită, ajungând până la 30˚-40˚;
Coeficientul maxim de portanță () ce se obține, așa cum s-a arătat mai sus,la incidențe de 30˚-40˚, este în general mai mare decât al aripilor de alungire obișnuită.Valoarea lui depinde de alungire și de forma în plan a aripii.
În Figura 2.3.2 sunt reprezentate rezultatele unor experimente în acest sens. Se poate observa că cea mai mare valoare a lui se obține cu aripi în formă eliptică și pentru alungiri în jurul lui 1. Pentru λ>1 se constată o scădere destul de bruscă a coeficientului . Pentru aripile triunghiulare, valoarea maximă a lui se obține pentru alungiri de ordinul λ=2. Putem spune în concluzie, că aripa de alungire mică are calități portante mai mici decât aripile de alungire obișnuite cu sau fără săgeată, numai în domeniul incidențelor relativ mici ( până la 12˚-15˚) și mult mai mare decât acestea, dar care se obține la incidențe mai mari de 25˚.
Fig. 2.3.2 Variația coeficientului de portanță în funcție de forma geometrică a aripii
Aceste particularități și variații în raport de incidență a coeficientului de portanță sunt determinate de aspectul spațial al mișcării particulelor de aer în jurul aripii de alungire mică. Ca urmare a acestui fapt,depresiunea de pe extradosul aripii de alungire mică și în plus se modifică și distribuția presiunii în lungul corzii ( Figura 2.3.3). Micșorarea depresiunii de pe extrados este din cauza coeficienților scăzuți în domeniul incidențelor mici.
Figura 2.3.3 Distribuția presiunii în funcție de alungirea aripii
Pe măsura creșterii incidenței, coeficientul de portanță începe să crească din ce în ce mai rapid, datorită nu atât accentuării depresiunii de pe extrados, cât mai mult a creșterii presiunii pe intrados. Acest fapt explică într-o oarecare măsură și caracterul neliniar al variației lui cu α.
Dispariția vârfului de depresiune de pe extrados, micșorează contrapresiunea dinspre bordul de scurgere, ceea ce face ca desprinderile să se produca foarte târziu și atunci când apar, să se extindă lent. Ca urmare a acestui fapt, coeficientul de portanță crește până la incidențe foarte mari. Aceste particularități ale coeficientului de portanță crește până la incidențe foarte mari . Aceste particularități ale coeficientului de portanță crește până la incidențe foarte mari. Aceste particularități ale coeficientului de portanță, caracteristicile aripilor de alungire mică, în domeniul vitezelor subsonice, sunt într-o oarecare măsură avantajoase, întrucât se măresc posibilitățile de manevră ale avionului în aer. Dispare fenomenul de autorotație al aripii și ca atare nu mai există pericolul angajării spontane a avionului în vrie. Totuși, folosirea valorilor mari ale lui pentru îmbunătățirea caracteristicilor de decolare-aterizare nu este posibilă, întrucât aceasta necesită executarea manevrelor de decolare-aterizare la incidențe foarte mari. Pentru aceasta, este necesar să se adopte fie trenuri de aterizare înalte, fie dispozitive speciale, care să permită schimbarea unghiurilor de calare ale aripii pe fuselaj în timpul decolării și aterizării.
Pentru asigurarea unor caracteristici normale de aterizare-decolare la avioanele cu alungire mică ți în particular la avioanele cu aripi triunghiulare, este necesar să se prevadă astfel de dispozitive de hipersustentație, care să asigure obținerea unor valori mari ale lui la incidențe de 12˚-15˚.
Din punct de vedere al eficacității dispozitivelor de hipersustentație, cât și al eleroanelor, trebuie subliniat faptul că situația cea mai avantajoasă se obține atunci când bordul de scurgere este perpendicular pe axul aripii (aripa triunghiulară în sens geometric). Orice unghi de săgeată al bordului de scurgere micșorează eficacitatea atât a dispozitivelor de hipersustentație, cât și a eleroanelor.
În figura 2.3.4 se arată influența săgeții bordului de scurgere asupra lui , la aripi cu sau fără dispozitive de hipersustentație. Diagrama este întocmită pentru o aripă de aceeași alungire (λ=2,31) dar având diferite unghiuri de săgeată la bordul de scurgere. După cum se observă, în afară de faptul că o săgeată a bordului de scurgere al aripii, în același timp micșorează și eficacitatea voleților de hipersustentație.
În ceea ce privește coeficientul de rezistență la înaintare al aripilor de alungire mică, este caracteristică creșterea sa mult mai intensă cu incidența decât la aripile de alungire obișnuită. Pentru comparație sunt reprezentate și curbele analoge pentru o aripă dreaptă și una în săgeată, de alungire normală.
Fig.2.3.4 Influența săgeții bordului de scurgere asupra coeficientului
După cum se poate constata, există un domeniu relativ restrâns de incidențe mici, în care aripa de alungire mică este mai avantajoasă, coeficientul său de rezistență la înaintare fiind ceva mai mic decât al aripii în săgeată. Pe măsură însă ce incidența crește, coeficientul de rezistență la înaintare al aripii de alungire mică crește din ce în ce mai intens, depășind mult valoarea coeficienților și a aripilor de alungire obișnuită.
Cauza particularităților de mai sus constă în valoarea mai mică a rezistenței de formă la aripile de alungire mică, precum și în creșterea intensă cu incidența a rezistenței induse (coeficientul rezistenței induse fiind proporțional cu pătratul coeficientului de portanță și având o valoare mică la incidențe mici, crește mult la unghiuri de incidență mari, datorită alungirii mici).
După cum se știe, rezistența la înaintare a aripii se compune din rezistență de profil și rezistență indusă. Rezistența de profil se compune din rezistență de presiune (formă), care depinde de diferența dintre presiunea aerului pe partea din față și pe partea din spate a profilului, fiind condiționată prin urmare de forma profilului și de incidența și rezistența de frecare a aerului cu suprafața aripii. Valoarea coeficientului rezistenței induse este proporțională cu pătratul coeficientului de portanță și invers proporțională cu alungirea sa:
= K (13)
Unde K este un factor apropiat de unitate și care variază în funcție de forma aripii în plan. Pentru aripa de formă eliptică și alungire obișnuită K=1, pentru aripile de alungire mică valoarea coeficientului K este 1,2 la aripile cu borduri eliptice, 1,5-1,6 pentru aripile delta și 1,08-1,018 pentru aripile trapezoidale. La incidențe mari, rezistența indusă a aripii de alungire mică poate produce de câteva ori rezsitența indusă a aripilor de alungire normală la aceeași incidență.
De subliniat că acest dezavantaj al aripii de alungire mică, în ceea ce privește rezistența la înaintare, există și se manifestă numai în domeniul vitezelor mici. Pe măsura apropierii vitezei de zbor la viteza sunetului, aripa de alungire mică prezintă din ce în ce mai accentuat avantaje incontestabile ce au fost analizate la începutul capitolului. S-a arătat atunci, că printre aceste avantaje se numără și mărirea numărului . Întrucât oricare ar fi alungirea aripii, numărul =1, deci este situat în domeniul vitezelor subsonice, este necesar a se analiza cauzele care produc acest fenomen. Este cunoscut că numărul corespunde acelei viteze de zbir (mai mică decât viteza sunetului) pentru care pe aripă, în anumite puncte sau domenii ale sale , apar viteze locale egale cu viteza de propagare a sunetului. Apariția acestor viteze locale sonice este condiționată de mișcarea presiunii în anumite puncte de pe aripă în funcție de forma profilelor din care este constituită aripa, cât și de caracterul scurgerii particulelor de aer din jurul aripii. La aripile de alungire mică, datorită în primul rând folosirii profilelor foarte subțiri, și în al doilea rând datorită caracterului spațial al scurgerii, depresiunea de pe intrados este mult micșorată în comparație cu aripile obișnuite. În consecință, vitezele sonice pe aripă apar la viteze de zbor foarte mari, apropiate mult de viteza sunetului.
Întrucât caracterul spațial al scurgerii aerului în jurul aripii se accentuează pe măsura micșorării alungirii, este evident că micșorarea alungirii constituie un facot de mărire a numărului .
Într-o oarecare măsură, cauzele care duc la mărirea numărului constituie în același timp și cauzele pentru care creșterea rezistenței la înaintare în domeniul transonic este mult mai mică decât la aripile de alungire obișnuită.
2.4 Comportarea aripii de alungire mică în domeniul vitezelor supersonice
După cum s-a arătat, atunci când într-o anumită zonă de pe suprafața unei aripi apar viteze locale egale cu viteza sunetului se spune că viteza de zbor corespunde numărului . Dacă viteza de zbor depășește această valoare, atunci coeficientul de rezistență la înaintare crește uneori foarte rapid în raport de forma profilelor ce alcătuiesc aripa, precum și de forma în plan a aripii.
Creșterea coeficientului de rezistență la înaintare peste valoarea sa caracteristică vitezelor mici (adică atunci când numărul M de zbor este mai mic decât ), poartă denumirea de coeficient al rezistenței de undă. Cu alte cuvinte, pentru numere M de zbor mai mari decât , dar mai mici de 1-1,2, rezistența la înaintare se compune din rezistența de profil, rezistența indusă și rezistența de undă. Referindu-ne la coeficienți putem scrie:
= (14)
În ceea ce privește , el poartă denumirea de coeficient al rezistenței de profil și este compus din coeficientul rezistenței de frecare și coeficientul rezistenței de formă.
(15)
Întrucât natura rezistenței de frecare este cunoscută, ne vom referi la natura rezistenței de formă. Aceasta este o rezistență de presiune, adică prin însumarea presiunilor în lungul conturului unui profil se obține, pe lângă componenta perpendiculară pe viteză (forță portantă), și o componentă paralelă cu viteza, care constituie tocmai rezistența de profil. Cu cât stratul limită se desprinde mai aproape de bordul de atac, cu atât rezistența de formă este mai mare și, teoretic vorbind, atunci când mișcarea aerului în jurul aripii s-ar produce fără desprinderi, rezistența de formă ar fi nulă. În ceea ce privește rezistența indusă, ea se datorează vitezelor verticale induse de vârtejurile din spatele aripii și depinde de pătratul coeficientului de portanță precum și de alungire.
Rezistența de undă este tot o rezistență de presiunea, de aceeași natură cu rezistența de formă, numai că ea se produce datorită modificării distribuției de presiune în lungul corzii și anume distribuția de presiunea se modifică în așa fel, încât componenta forței de presiune după direcția de zbor se mărește.
În domeniul vitezelor supersonice, întreaga rezistență la înaintare legată de distribuția de presiune poartă denumirea de rezistență de undă. Aceasta, întrucât în teorie se analizează numai mișcările fără desprindere, întreaga rezistență de presiune fiind provocată numai de fenomene de compresibilitate. În practică, desigur că și în mișcările cu viteze supersonice se produc desprinderi, însă rezistența la înaintare provocată de acest fenomen este mică în comparație cu cea provocată de fenomenele de compresibilitate, și de aceea se neglijează sau se înglobează în rezistența de undă. Pe baza acestor considerații în domeniul supersonic întreaga rezistență de presiune poartă denumirea de rezistență de undă.
La rândul său, rezistența de undă din domeniul vitezelor supersonice constă din două componente: o parte care depinde numai de grosimea profilului și o altă parte care depinde de incidența, respectiv de coeficientul de portanță. Această ultimă parte, prin faptul cp depinde de coeficientul de portanță, se aseamănă într-o oarecare măsură cu rezistența indusă din domeniul vitezelor subsonice. Pe baza acestui fapt, în multe lucrări de aerodinamică, această parte a rezistenței de undă, care depinde de incidență, a primit denumirea de rezistență indusă. Trebuie subliniat însă că natura acesteia este diferită de natura rezistenței indusă propriu-zise, caracteristică vitezelor subsonice. Mai adăugăm că rezistența indusp din domeniul supersonic nu depinde de alungirea aripii, adică această formă de rezistență se manifestă atât pentru aripile de alungire finită, cât și la cele de alungire infinită.
Rezistența indusă în sensul obișnuit, adică cea a cărei valoare depinde de alungire, este aproape inexistentă în domeniul supersonic. Prin urmare, în domeniul vitezelor supersonice de zbor, rezistența la înaintare se compune din rezistența de frecare și rezistența de undă.
În ceea ce privește rezistența de frecare în domeniul vitezelor supersonice, nu se deosebește cu nimic de rezistența de frecare din domeniul vitezelor subsonice. Coeficientul rezistenței de frecare rămâne aproximativ constant în supersonic, adică valoarea lui nu depinde de numărul M.
În cele ce urmează, nu se va mai face nicioo specificare asupra rezistenței de frecare, ci numai asupra rezistenței de undă.
Subliniez însă, că rezultatele experimentale în ceea ce privește comportarea aripilor de alungire mică în domeniul supersonic, în general nu se găsesc redate sub o formă sistematizată în lucrările de aerodinamică. De aceea, în cele ce urmează se vor face aprecieri asupra comportării aripilor de alungire mică în domeniul vitezelor supersonice, pe baza cercetorilor teoretice. Este cunoscut că în domeniul vitezelor supersonice este avantajos să se folosească profile cu bord de atac ascuțit. Folosirea unor profile cu bordul de atac rotunjit ar duce la formarea unei puternice unde de șoc drepte sau foarte puțin înclinate în fața aripii, ceea ce ar produce o creștere accentuată a rezistenței la înaintare. Prin adoptarea unui profil cu bord de atac ascuțit, unda de șoc este lipita de bordul de atac și foarte mult înclinată, ceea ce duce la micșorarea intensității ei, și deci la micșorarea rezistenței la înaintare. În ceea ce privește forma acestor profile, este de asemenea diferită de cea a profilelor subsonice. De obicei se utilizează profile rombice sau lenticulare, formate din arce de cerc sau alte curbe.
Există mai multe teorii care permis să se determine coeficienții aerodinamici ai aripilor drepte de anvergură infinită, în curent subsonic. Cea mai simplă dintre aceste teorii este teoria liniarizată a lui Ackeret, bazată pe metoda perturbațiilor mici în miscare plană supersonică. Ipoteza perturbațiilor mici constă ca și în mișcarea subsonică, în a admite că vitezele particulelor de aer pe aripă diferă puțin atât în direcție, cât și în mărime de viteza curentului uniform de la infinit ().
Evident, această ipoteză conduce la rezultate apropiate de cele experimentale numai pentru aripile foarte subțiri și situate în curent, sub incidențe mici. Această teorie este numită și teoria profilelor supersonice în prima aproximație.
Folosind teoria undelor de șoc și a undelor de expansiune, se pot calcula riguros presiunile pe orice profil și prin această portanță, rezistența la înaintare, precum și momentele aerodinamice. O altă teorie a profilelor supersonice, datorată lui Busemann și cunoscută sub numele de teoria profilelor supersonice în a doua aproximație, permite calculul caracteristicilor aerodinamice cu o aproximație mai bună decât teoria liniarizată a lui Ackeret. La baza teoriei în a doua aproximație stă formula coeficientului de presiune:
(16)
unde τ este deflexiunea curentului (negativă pentru expansiunea și pozitivă pentru compresiune), iar și coeficienți ce depind de numărul M;
(17)
(18)
Caracteristicile aerodinamice obținute pe baza teoriei liniare, a teoriei aproximative de ordinul al doilea sau a teoriei exacte, sunt confirmate în mod satisfăcător de experimente.
În Figura 2.4.1 este reprezentată distribuția de presiune pe un profil biconvex simetric, având =0,01, obținută cu ajutorul formulelor teoretice, cât și experimentale. Se poate observa o bună corespondență între rezultatele teoretice și experimentale, cu excepția bordului de scurgere, unde fenomenele de desprindere dau abateri față de rezultatele teoretice.
Teoriile și rezultatele expuse mai sus sunt valabile pentru aripa de anvergură infinită, când mișcarea în jurul aripii poate fi considerată plană. Când este vorba însă de o aripă de anvergură finită, mișcarea devine mult mai complexă, depinzând într-o formă foarte complicată de toți factorii geometrici ai aripii. Din acest motiv, nu a fost posibil până în prezent să se elaboreze o teorie exactă, care să țină seama de toți acești factori. Dacă aripa este suficient de subțire și forma sa în plan mai regulată, se poate aplica atunci ipoteza perturbațiilor mici pentru aripile de anvergură finită.
Fig 2.4.1 Distribuția presiunii pe un profil biconvex simetric obținută teoretic și experimental
Din punct de vedere fizic, influența alungirii finite se manifestă asupra capetelor aripii situate în interiorul conurilor marginale de perturbație ale aripii. Capetele aripii, care la viteze subsonice influențează scurgerea pe aproape întreaga anvergură (această influență scade treptat pe măsura îndepărtării de capătul aripii către secțiunea sa centrală), în domeniul vitezelor supersonice, influențează numai acea parte din aripa situată în interiorul conurilor de perturbație având în bordul de atac al secțiunilor marginale. (Figura 2.4.2)
Fig 2.4.2 Influența vitezei asupra scurgerilor de la capetele aripilor
Astfel, zona A situată în interiorul conurilor de perturbații, constituie zona de influență a marginilor aripii, zona B se caracterizează printr-o mișcare similară cu mișcarea în jurul unei aripi de anvergură infinită și, în sfârșit, zona C este zona exterioară, în care nu se manifestă nicio influență a vreunui punct de pe aripă.
Pentru o asemenea aripă, formată din profile romboidale simetrice, coeficienții aerodinamici sunt dați de relațiile:
(19)
(20)
Unde notațiile folosite au următoarele semnificații:
e-grosimea maximă a profilului;
c-coarda profilului;
λ-alungirea aripii;
α-incidența aripii;
-coeficientul de frecare al plăcii plane pe o singură față.
În ceea ce privește aripile delta, se vor deosebi mai multe situații în funcție de poziția bordurilor de atac față de conul de perturbații cu vârful în bordul de atac al secțiunii centrale.
Fig 2.4.3 Variația perturbaților în bordul de atac la aripa triunghiulară
Considerând o aripă delta formatp din profile romboidale (Figura 2.4.3), se disting următoarele 3 situații:
Primul caz se caracterizează prin faptul că atât bordurile de atac, cât și liniile de grosime maximă sau supersonice.
Al doilea caz prezintă bordurile de atac subsonice și liniile de grosime maximă supersonice.
În cel de-al treilea caz, atât bordurile de atac, cât și liniile de grosime maximă sunt subsonice.
În cazul când bordurile de atac ale aripii sunt supersonice, coeficientul de portanță al aripii se calculează cu ajutorul relației:
(21)
Și când bordurile de atac sunt subsonice:
(22)
Unde E este integrală eliptică de ordinul 2 având parametrii:
K= (23)
B= (24)
C= jumătate din lungimea bordului de scurgere.
Fig 2.4.3 Variația curbei în funcție de numărul M pentru aripi triunghiulare cu diferite unghiuri de săgeată
În Figura 2.4.3 este reprezentată variația curbei în funcție de numărul M pentru aripi triunghiulare cu diferite unghiuri de săgeată. Din această diagramă se pot observa următoarele:
Pentru unghiuri de săgeată foarte mari (χ=70˚-80˚), depinde foarte puțin de numărul M; bordurile lor de atac rămân subsonice, chiar și pentru M>2,5;
O aripă delta cu o săgeată de 45˚, spre exemplu, are bordurile de atac subsonice numai până la M=1,4, după care devin supersonice. Rezultă deci că până la M=1,4, coeficientul scade mai rapid, pentru ca apoi, această scădere să devină mai lentă.
În ceea ce privește coeficientul de rezistență la înaintare, care depinde de incidență ( așa-zisa rezistență indusă), este dat de următoarele relații pentru aripile cu bordurile de atac supersonice, cât și pentru cele cu bordurile de atac subsonice:
(25)
Din analiza acestor curbe , rezultă că rezistena ce depinde de grosime are un maximum pentru acea valoare a lui M, la care conul de perturbații coincide cu bordurile de atac.
O rezistență mică se poate obține numai atunci când atât bordurile de atac, cât și liniile de grosime maximă, sunt subsonice.
Pentru o mai bună înțelegere a caracteristicilor aerodinamice ale aripii delta, se dau figurile (adas) în care se arată variațiile lui , (care depinde de grosime) și (care depinde de incidență), pentru o gamă mai largă a numerelor M. Subliniez însă că în figura 2.4.3., unde este reprezentat coeficientul rezistenței induse de la M=0 până la M=3,5 trebuie înțeles coeficientul de rezistență la înaintare corespunzător portanței nule, atât în domeniul subsonic, cât și în cel supersonic.
2.5 Influența formei în plan a aripilor cu alungire mică asupra coeficienților aerodinamici
S-a arătat în introducere că pentru alungiri mici, forma aripii în plan nu este un factor determinant ca pentru aripile de alungire normală. Forma în plan atrage după sine numai unele particularități neesențiale. Astfel, s-a indicat mai înainte faptul că la alungiri mici, forma aripii influențează asupra valorii lui precum și asupra poziției vârfului curbei =f(λ), dar nu modifică calitativ aspectul curbei.
La aripile dreptunghiulare, cea mai mare valoare a lui se obșine pentru λ~1, în timp ce pentru aripile delta valoarea maximă a lui se realizează pentru λ~1,5.
Numărul al aripilor delta este ceva mai mare decât la aripile dreptunghiulare de aceeași alungire și având profile de aceeași grosime relativă (Figura 2.5.1), aceasta datorită faptului că pe aripile delta chiar de alungire mică se manifestă intens efectul săgeții.
La aripa delta, caracterizată printr-o importantă săgeată a bordului de atac, panta coeficientului de portanță este ceva mai mică decât la aripa dreptunghiulară, iar la incidența critică, curba =f(α) are o alură mult mai lină. (Figura 2.5.2).
În ceea ce privește rezistența la înaintare într-un interval mare de incidențe, aripa delta are o rezistență ceva mai mică decât aripa dreptunghiulară. Variația pantei curbei de portanță precum și rezistența indusă (care depinde de incidența) în funcție de numărul M, se reprezintă în Figura 2.5.3 și Figura 2.5.4 comparativ cu aripile de forma dreptunghiulară, triunghiulară și în săgeată.
Fig.2.5.1 M critic pentru aripa dreptunghiulară și cea triunghiulară
Fig. 2.5.2 Variația coeficientului de portanță și de rezistență la înaintare , în funcție de unghiul de incidență α pentru cele două tipuri de aripi
λ
Fig. 2.5.3 Variația pantei curbei de portanță pentru aripa dreptunghiulară, triunghiulară și în săgeată
Din aceste diagrame se pot deduce domeniile în care o formă sau alta este mai avantajoasă. Subliniem că, deși în Figura 2.5.4 ar reieși că aripa în săgeată are cea mai mică rezistență indusă, această formă este dezavantajoasă din alte puncte de vedere și cu deosebire din punct de vedere constructiv.
Centrul de presiune al aripii triunghiulare, spre deosebire de aripa dreptunghiulară, odată cu mărirea incidenței, se deplasează ușor către înapoi (Figura 2.5.5), ceea ce asigură o mult mai favorabilă variație a momentului longitudinal cu incidența. În funcție de numărul M, poziția centrului de presiune este mult mai constantă la aripile triunghiulare, decât la cele dreptunghiulare (Figura 2.5.6 și Figura 2.5.7). Mai subliniez că aripa delta păstrează într-o oarecare măsură particularitatea aripii în săgeată de a avea o pronunțată stabilitate laterală a avioanelor dotate cu aripi triunghiulare, trebuie să se folosească fiedru negativ pentru aripă și o suprafață mărită a ampenajului vertical.
λ
Fig.2.5.4 Variația curbei rezistenței induse pentru aripile dreptunghiulare, triunghiulare și în săgeată
Ca o concluzie a celor arătate mai înainte se poate spune că pentru avioanele care zboară cea mai mare parte a timpului în transonic, este rațional să utilizeze aripi în săgeată de alungiri mici. Aripa delta prezintă avantaje deosebite, în special pentru acele avioane supersonice pentru care regimul de zbor este des schimbat. În sfârșit, aripa dreptunghiulară și de alungire mică prezintă avantaje pentru avioanele supersonice de viteză mare (M>2,5) și cu regim de zbor constant.
Fig. 2.5.6 Variația centrului de presiune în funcție de numărul M la aripa triunghiulară
cp%C
Fig. 2.5.5 Deplasarea centrului de presiune la aripa triunghiulară și dreptunghiulară, în funcție de unghiul de incidență
Fig.2.5.7 Variația centrului de presiune în funcție de numărul M la aripa dreptunghiulară
2.6 Calcului forței portante pe aripa delta
Am arătat că aripa în săgeată are o serie de inconveniente, unele analizate deja, dintre care mai amintim următoarele:
Caracteristici aerodinamice nesatisfăcătoare la vitezele de aterizare;
Desprinderi puternice ale fileurilor de aer la capetele aripii cauzate de viteze mici și incidențe mari, precum și de componenta transversală a vitezei curentului pe aripă;
Dificultăți constructive importante;
De asemenea, la aripa în săgeată, linia centrelor de presiune pe care se consideră repartiția forței portante se deplasează spre înapoi. Acest fapt relevat în figura 5.31, împreuna cu apariția nedorită la încastrarea aripii a îndoiturilor, poate conduce la creșterea torsionării în zbor. Influența nedorită a torsionării aripii poate fi micșorată, dacă domeniul hașurat în schiță ar fi tot o porțiune de aripă, dacă aripa ar avea o formă triunghiulară.
Fără îndoială, o asemenea aripă va avea caracteristici constructive mult superioare; din acest motiv devine deosebit de interesant a studia din punct de vedere aerodinamic și constructiv, unele particularități ale aripii delta.
Pentru simplificarea înțelegerii fenomenelor aerodinamice și a calculelor matematice, vom presupune, așa cum de altfel se și obișnuiește în manualele de specialitate, că aripa (Figura Este clar că repartiția presiunii pe suprafețele A și B ale aripii corespunde repartiției presiunii pe o aripă în săgeată, având același unghi χ de săgeată. Dacă vitezele pe bordurile de atac ale aripii delta sunt subsonice, adică numărul M care corespunde componentei vitezei curentului neperturbat de aer perpendicular pe bordul de atac este subunitar, atunci presiunea pe suprafața C va influența puternic repartiția presiunii pe celelalte două porțiuni de suprafață ale aripii (A și B).
Torsionarea aripii în săgeată poate fi redusă dacă aripa ar completa partea hașurată, deci:
Fig. 2.6.1 Aripa triunghiulară cu bordul de atac supersonic
Din acest motiv, repartiția presiunii pe aripa delta, având profilul rombic (dublu diedru), va varia rapid atunci când componentele vitezelor perpendiculare pe bordul de atac și respectiv pe linia grosimelor relative maxime vor depăși valoarea vitezei sunetului. Sunt posibile trei tipuri de mișcări împrejurul aripilor triunghiulare supersonice, care dau și denumirea respectivă. Când aripa (A+B+C), se găsește în curent supersonic, aripa se zice că are bordurile de atac supersonice. Dacă domeniile A și B ale aripii se găsesc în curent subsonic, iar domeniul C în curent supersonic, se pune aripa cu bordurile de atac subsonice și bordul de fugă supersonic. Dacă întreaga aripă se găsește în curent subsonic, se pune cu bordurile de atac subsonice, fără a mai specifica faptul că mișcarea neperturbată a aerului din amonte sau chiar la bordul de fugă este subsonică.
Pentru calculul valorilor și repartițiilor forței portante pe aripa delta, se face de regulă apel la teoria mișcărilor conice, această teorie implicând greutăți matematice numeroase și necesitând un studiu de specialitate aprofundat.
Pot menționa că, pentru calculul variației cu incidență a coeficientului aerodinamic de portanță al aripii triunghiulare cu borduri de atac subsonice în curent supersonic se folosește relația:
(26)
unde E() este o integrală eliptică de gradul doi, având ca modul expresia:
(27)
la capetele aripii. În această relație, variabila este:
ξ= (28)
unde axa OX este dirijată după direcția curentului neperturbat, iar axa OZ în direcția forței portante.
În cazul aripilor triunghiulare cu o lungire foarte mică și unghiul de săgeată χ→90˚, formula pentru se simplică, deoarece , respectiv E() tind spre 1, astfel încât:
(29)
Această ultimă formulă se poate folosi practic la toate aripile triunghiulare la care M>1. Pentru acele valori ale unghiului de săgeată care corespund scurgerii supersonice în jurul întregii aripi (Figura 2.6.2), valoarea se poate calcula conform teoriei „Ackeret” pentru aripa de anvergură infinită, cu formula:
= (30)
Fig 2.6.2 Dependența coeficientului unghiular de portanță al aripii triunghiulare la diferiți M>1
Astfel coeficientul unghiular al forței portante a aripii triunghiulare supersonice se poate determina cu una dintre cele formule prezentate mai sus, după cum bordurile de atac sunt supersonice sau subsonice.
Dacă se utilizează dependența relației:
(31)
De expresia
ctg (32)
Atunci, așa cum rezultă din Figura 2.6.2, toate formulele deduse mai sus determină o curbă. Cu ajutorul acestei curbe de bază se poate determina alura variației forței portante pentru aripa triunghiulară.
În conformitate cu curbele incluse în diagramele din Figura 2.6.2 și Figura 2.6.3, este necesar a aminti o observație importantă, care afectează întreaga teorie anterioară prezentată și care are la bază rezultatele unor date reale. În cazul realizării egalității:
>tg (33)
numărul M care corespunde componentei normale pe bordurile de atac ale vitezei curentului de aer neperturbat va fi egal cu 1, iar unda de șoc, în cazul aripii-placă plană cu incidență nulă, se va îndepărta de bordul de atac.
Dacă M are valori supraunitare (viteze supersonice) pentru aripa de grosime finită și cu incidență diferită de zero, undele de șoc se vor îndepărta de bordul de atac numai dacă este îndeplinită egalitatea:
= tg (34)
Îndepărtarea undei de șoc frontale de bordurile de atac va corespunde regimului de scurgere transonic (0,9<M<0,1) împrejurul acestor aripi, dar folosirea teoriei arătate încă nu este complet fundamentată. În consecință, rezultă că în aceste condiții coeficientul unghiular al forței portante scade și chiar poate deveni negativ în cazul scurgerii împrejurul aripii triunghiulare groase a unui curent cu viteze subsonice mari.
Rezultatele calcului repartiției presiunilor de-a lungul anvergurii aripii triunghiulare sunt concretizate pe Figura 2.6.4
Pt 1 radian
Fig. 2.6.3 Variația coeficientului unghiular de portanță funcție de M pentru diferite aripi triunghiulare
Fig 2.6.4 Repartiția presiunii pe aripa triunghiulară prezentată în perspectivă
2.7 Observații generale asupra folosirii aripii delta pe avioane rapide
Se știe că în comparație cu aripa în săgeată, aripa delta are unele avantaje constructive. Cercetările și rezultatele obținute prin folosirea aripii delta pe avioanele rapide,arată că se poate utiliza aripa delta fără ampenaj la zborul cu incidențe mici, deoarece în acest caz portanța nefiind prea mare, nu va face să crească simțitor rezistența la înaintare.
Deoarece aripile delta folosite au unghiul de săgeată destul de mare, și pentru că marimea necesară a maneabilității avionului cu aripa triunghiulară impune creșterea suprafețelor eleroanelor, deci micșorarea portanței, rezultă că aripile delta nu permit atingerea unor valori ridicate pentru portanța maximă. De fapt, acesta este și principalul lor inconvenient. Altfel, multe avantaje structurale simplifică construcția.
În Anexa 1 este prezentat aspectul unui avion supersonic (M=3) cu aripa gotică și jeturile motoarelor lansate direct sub aripă. Avionul este destinat pentru transportul intercontinental. În tabelele de la Anexa 1 și Anexa 2 se face o comparație între suprafețele aripii și suprafețele totale ale ampenajelor mai multor tipuri de avioane. Se observă că proporțiile sunt aproximativ aceleași și pentru avioanele cu aripa triunghiulară și pentru alte avioane, deși majoritatea celor cu aripa triunghiulară nu au ampenaj orizontal.
De asemenea, valoarea încărcării relative (G/S) mici la avioanele cu aripa triunghiulară, datorate de necesitatea menținerii lungimilor de decolare și aterizare în limitele normale, cer mărirea suprafeței portante la o greutate totală impusă, problemă care trebuie bine analizată, mai ales pentru avioanele supersonice. Este adevărat că aripa triunghiulară fără ampenaj orizontal permite încărcării relative (G/S) mai ridicate și deci creșterea randamentului total al aripii.
Zborul cu viteze supersonice cere încărcări relative mai reduse, deci avantajele aripii triunghiulare nu pot fi bine exploatate decât dacă se introduce încărcătură utilă în aripă ( de exemplu combustibil).
Deși are maneabilitate longitudinală scăzută și portanță relativ mică la decolare șă aterizare, aripa delta se impune datorită unor valori convenabile pentru încărcarea relativă, a unei rigidități sporite care nu permite torsionările și a creșterii spațiului disponibil din interiorul aripii. Aminteam mai înainte că un inconvenient al aripilor triunghiulare montate pe avioanele rapide este creșterea instabilității de drum (de direcție), în special la unghiuri mari de incidență.
Se știe că inversarea stabilității de direcție înainte de scăderea vitezei în mod corespunzător poate fi considerată ca o caracteristică foarte periculoasă, iar acest inconvenient îl prezintă avionul cu aripa triunghiulară în comparație cu cel având aripa dreaptă de mică alungire (λ=2…4). Din diagramă rezultă că situașia poate fi parțial amelioarată dacă se montează două ampenaje verticale, în practică existând asemenea cazuri.
O altă problemă care se pune când se studiază posibilitatea înzestrării unui avion rapid cu o aripă triunghiulară este aceea a scăderii considerabile a portanței datorită acțiunii voleților. În Figura 2.7.1 este redată variația coeficientului de portanță maxim obținut cu și fără voleți bracați, avionul având trenul de aterizare scos .
S-au făcut numeroase eforturi și încercări pentru a se îmbunătăți maneabilitatea longitudinală;printer mijloace, amintesc înclinarea volețior de bord (de fugă) până la 55˚.Este evident că folosirea unui ampenaj orizontal așa cum se prevede acum pe avioanele moderne supersonice, dă rezultate mult mai bune .
La avioanele ale căror polare sunt date în Figura 2.7.1, combinarea alungirii scăzute cu scăderea portanței impuse de suprafețe mari de comandă, au făcut ca finețea aerodinamică să fie 3,7 atunci când avionul planează cu viteză mai mare de 40% decât viteza minimă de sustentație. Pentru viteze de planare de acest ordin, avioanele curente cu aripa având alungirea λ=6…7, au unghiuri de planare mai mici (deci lungimea de planare mai mare ) decât avioanele supersonice cu aripă de mică alungire λ=2…3 (Figura 2.7.2). Pentru a se obține aceleași performanțe de aterizare, se impun motoare mai puternice și curse mai mari pentru jambe.
Fig. 2.7.1 Polarele avioanelor cu aripi triunghiulare, având χ=60˚, cu trenul de aterizare scos și voleții de stabilitate scoși și nescoși
2.7.2 Compararea unghiurilor de planare pentru avioanele rapide având aripi de alungiri diferite
În prezent, se vorbește tot mai mult de un concurent serios al aripii triunghiulare la viteze supersonice, și anume aripa dreaptă de mică alungire. Se cunosc foarte bine caracteristicile de stabilitate ale aripii drepte, care se comportă mult mai bine ca cea triunghiulară la viteze mici de aterizare și decolare, având coeficienți de portanță superiori. De asemenea, stabilitatea este superioară la incidențe mari, aripa dreaptă fiind stabilă și la viteze mari.
Evident, existența alungirii mici pune probleme diferite de stabilitate laterală și de direcție, care pot fi rezolvate numai prin folosirea unor dispozitive auxiliare.
Se cunoște în general faptul că alungirile mici nu sunt recomandabile din punct de vedere aerodinamic, pentru că aripa cu alungire mică va prezenta o rezostență aerodinamică ridicată la majoritatea vitezelor, și în special la aterizare și decolare. Alingirile mici sunt însă inevitabile pentru aripile avioanelor supersonice,deoarece la aceste viteze sunt absolut necesare profilele subțiri , care nu se pot realiza în cazul alungirilor mari.
Felul deosebit de important în care influențează grosimea relativă a profilului asupra rezistenței la înaintare este redat în Figura 2.7.3 pentru aripa dreaptă în zbor orizontal.
Fig 2.7.3 Influența grosimii relative a profilului asupra rezistenței la înaintare a aripii în funcție de numărul M (aripă dreaptă)
Din diagramă se observă că la viteze corespunzătoare lui M=1,5 aripa având =3% nu prezintă decât 63% din rezostența aerodinamică a unei aripi care are 5% și aceeași formă în plan. Avioanele cu aripă delta și fără ampenaj orizontal au un mare imconvenient, deoarece coeficientul de rezistență datorită suprafețelor mari pentru asigurarea stabilității de zbor trebuie să fie foarte ridicat. Avioanele care au ampenaj orizontal au o rezistență aerodinamică importantă, datorită însăși existenței ampenajului, însă ea este mai mică decât cea a avioanelor fără ampenaj.
Fig. 2.7.4 Variația fineței aerodinamice a două tipuri de avioane rapide, în funcție de viteză (M) pentru aripi având grosimea relativă a profilului identică
Acest fapt este evidențiat și în Figura 2.7.4, care prezintă diagramele finețelor aerodinamice (coeficient portanță/coeficient de rezistență) pentru două tipuri de avioane. La viteze mari, această finețe se poate reduce până la 62% din valoarea inițială.
Dacă se folosește numai arip triunghiulară, fără ampenaj orizontal, calculele și experimentele arată că portanța maximă la decolare se poate obține la un asemenea unghi de incidență, încât înclinarea avionului față de sol va fi mai mare și aceasta impune o creștere exagerată a înălțimii trenului de aterizare.
Dispunerea unui ampenaj orizontal sus sau jos, ameliorează foarte mult situația și permite folosirea unor voleți de dimensiuni acceptabile. De asemenea, ca urmare a creșterii portanței maxime utilizabile la decolare și aterizare, se va mări chiar cu 40-50% încărcarea relativă pe aripă. În Figura 2.7.5 sunt redate curbele de portanță pentru trei tipuri de aeronave, având respectiv aripă dreaptă, aripă triunghiulară cu ampenaj orizontal și aripă triunghiulară fără ampenaj orizontal. Deși toate aripile au aceeași alungire, coeficientul de portanță la unghiul maxim posibil de incidență este 70% la avionul cu aripă triunghiulară cu ampenaj și 48% la avionul cu aripă triunghiulară fără ampenaj, raportat la avionul cu aripă dreaptă.
Dacă la unghiuri de incidență mici, calitățile de zbor ale tuturor aeronavelor mai sus arătate sunt acceptabile, dificultățile apar la incidențe mari. Existența ampenajului orizontal la avioanele supersonice cu aripă triunghiulară este impusă și de necesitatea ca aparatul să nu-și piardă stabilitatea de direcție și să nu tindă spre a intra singur în vrie, în apropierea pierderii de viteză.
Unele avantaje ale aripilor drepte , de mică alungire, față de aripile triunghiulare, sunt însă compensate de două calități ale acestora din urmă:
Viteza curentului de aer care atacă efectiv (normal) suprafața aripii este redusă ca valoare de existența unghiului de săgeată.
Rigiditatea aripii face ca problemele de aeroelasticitate să fie mult mai ușor de rezolvat decât la aripa în săgeată și la aripa dreaptă.
Aceste caracteristici au impus, printre altele, folosirea aripii triunghiulare pe avioanele supersonice.
Fig.2.7.5 Curbele de portanță în funcție de incidență pentru avioane având diverse forme de aripă și aceeași alungire
2.8 Perspective în construcția avioanelor rapide echipate cu aripi delta
Folosirea aripilor de alungire mică constituie elementul de bază la realizarea avioanelor supersonice;aceste avioane au în prezent și vor avea în viitor aripi în săgeată, triunghiulare și poligonale. Faptul că un avion supersonic trebuie să zboare și cu viteze subsonice, face ca schemei constructive alese să i se impună cerințe contradictorii, determinate de caracterul deosebit al scurgerii aerului în cele două domenii de viteză. Schema aleasă trebuie să asigure, atât caracteristici bune de zbor supersonic, dar să asigure și o influență mică a compresibilității în zona transonică,pentru a nu necesita un consum mare de energie la traversarea acestei zone, precum și pentru a menține în bune condiții controlul asupra evoluțiilor avionului.De asemenea, trebuie asigurate calități acceptabile la viteze mici și, în special la aterizare și decolare.
Desigur că îndeplinirea totală a acestor cerințe nu este posibilă, recurgându-se la unele compromisuri, în funcție de utilizarea avionului respectiv. Astfel, pentru avioanele supersonice utilizate ca bombardiere cu mare rază de acțiune se alege schema având în vedere faptul că asemenea aparate zboară aproximativ 90% din traiect cu viteze supersonice. Invers, la avioanele de vânătoare tactică, care pot zbura relativ mult cu viteze supersonice, se va alege o schemă aerodinamică acceptabilă pentru viteze subsonice și supersonice. Exemple concludente sunt unele bombardiere supersonice cu patru turboreactoare și aripi triunghiulare respectiv avioanele de vânătoare-interceptare cu aripi în săgeată.
Privind avantajele și dezavantajele schemelor aerodinamice constructive ale avioanelor supersonice, se impun următoarele criterii:
Aripa în săgeată este folositoare avioanelor ce zboară cea mai mare parte a timpului în domeniul transonic (0,8<M<1,2);
Aripa delta este folositoare pentru avioanele care zboară current în domeniul supersonic (M>1);
Aripa poligonală este rațional a fi folosită la aparatele care realizează zboruri, în cea mai mare parte, la viteze supersonice mari.
O preocupare actuală pentru constructori va fi micșorarea rezistenței de frecare prin reducerea suprafeței în contact cu aerul, fapt care se poate realiza prin mărirea greutății specifice pe unitatea de suprafață și pe unitatea de volum.
Mai trebuie menționat faptul că pentru viteze supersonice , va continua să se folosească ampenajul orizontal reglabil, deoarece bracarea profundorului nu poate asigura și o schimbare a distribuției de presiuni pe stabilizator, care astfel și-ar pierde eficacitatea. Această măsură este eficace și la viteze transonice. În prezent, în aviație există avioane subsonice propulsate de motoare cu piston și elice, sau propulsate de turboreactor și turbopropulsor, precum și avioane supersonice propulsate de turboreactoare puternice (cu postcombustie).
Tehnica construcțiilor în aviație s-a dezvoltat sub două aspecte:s-au îmbunătățit condițiile de folosire în scopuri practice a tipurilor de aeronave existente și s-a dezvoltat creșterea vitezei în zbor.Evident, se va căuta să se mărească economicitatea,sarcina utilă, forța de luptă, rezistența materialelor de construcție.
În cadrul dezvoltării aviației supersonice voi enumera pe scurt câteva din metodele de creștere a performanțelor de zbor:
Aplicarea ideii de a adapta geometria avionului la cerințele contradictorii ale zborului supersonic și subsonic. Desigur, ar fi ideal ca să se poată schimba în timpul zborului întreaga geometrie a avionului, însă acest fapt este irealizabil. În prezent se folosește metoda construirii aripilor cu săgeată variabilă, sau cu săgeată și alungire variabilă. În acest fel la decolare și la aterizare, precum și în misiuni de patrulare, aripa va avea o alungire mare și o săgeată minimă.
În timpul luptelor aeriene și la înălțimi relativ mici, pentru a putea obține viteze supersonice și a avea o bună manevrabilitate, suprafața aripii trebuie să devină minimă, cu săgeata mare și alungire mică. La viteze supersonice și la înălțimi mari, suprafața aripii trebuie să aibă valori medii.
Reducerea distanțelor de decolare și aterizare se realizează prin generalizarea acceleratorilor de start, a turboreactoarelor speciale pentru portanță (așezate vertical în avion) care creează o forță de tracțiune verticală, a deviatorilor de jet și a alor metode. Mai amintesc în acest sens de aripa cu unghi variabil de călare pe fuselaj la viteze mici de decolare și aterizare; aripile de mică alungire și calități portante bune la incidențe mari; aripile reactive, la care prin fante este evacuat, sub o anumită incidență, un jet de aer comporimat, sau de gaze arse. Acest jet, acționând ca un adevărat volet fluid, modifică distribuția de presiune pe aripă, mărind până la 8-10 coeficientul de portanță.
O altă problemă impusă de dezvoltarea avioanelor supersonice este mărirea distanței și duratei de zbor, prin creșterea puterii și economicității motoarelor utilizate, prin reducerea greutății agregatelor auxiliare, în folosul luării unei cantități de combustibil mai mare.
În ceea ce privește îmbunătățirea aerodinamică, între M=1,2 și M=5, aerodinamica a dat cele mai bune soluții, mai ales că fenomenele prezentau aspect relativ unitar.
În ceea ce privește avioanele hipersonice, avioane care zboară cu viteze de peste 5 ori viteza sunetului și care sunt fie în stadiul de laborator sau experimental, problemele se complică, în special datorită încălzirii aerodinamice.
3.AERONAVE MILITARE CU CONFIGURAȚIE “ARIPĂ DELTA”
3.1. Introducere
Deși se remarcă folosirea unei mari varietăți de forme țn plan ale aripii, totuși majoritatea avioanelor de luptă actuale au aripă delta sau aripă în săgeată, realizate în diverse variante. Aripa delta are calități aerodinamice bune într-un ecart foarte întins, de la viteze subsonice până la viteze supersonice corespunzătoare M=3,5. Ea este întrebuințată la o serie de avioane cu calități de zbor înalte cum ar fi: MIG 21, J-35, Saab Gripen, F-16 Fighting Falcon, Dassault Rafale. Se poate considera că aripa delta se adaptează bine atât avioanelor cu viteză de vârf și supersonică și croazieră subsonică, cât și avioanelor de croazieră supersonică. Dezavantajul principal al aripii delta constă în faptul că, în schemă “avion fără ampenaj” nu i se pot afecta dispozitivele de hipersustentație, întrucât nu există posibilitatea compensării momentelor aerodinamice care apar la bracarea acestora. E drept că la aripa delta se pot obține coeficienți de portanță maximă relativ ridicați, în comparație cu celelalte aripi hipersustentante, dar aceștia se obțin la unghiuri mari de incidență (20˚-25˚),ceea ce înrăutățește vizibilitatea pilotului la aterizare. Având în vedere că aripa delta nu poate fi puternic hipersustentată pentru a nu crește excesiv viteza de aterizare a avionului, se aleg, de obicei, încărcături mai mici peunitatea de suprafață. Acest fapt determină creșterea sensibilității la rafală, ceea ce influențează negativ calitățile de zbor ale avionului.
Dezavantajele aripii delta au făcut ca la avioanele militare de construcție mai nouă, să se adopte cu precădere aripa cu săgeată de alungire mică. Aceleași dezavantaje pot fi înlăturate prin folosirea schemei de avion cu ampenaj orizontal și mai ales prin plasarea acestui ampenaj în fața aripii (configurație tip “canard”). Avantajul principal al acestei ultime scheme este că pentru anularea momentului de picaj care apare la bracarea flapsurilor, partea mobilă a ampenajului orizontal trebuie bracată în jos, ceea ce contribuie la creșterea portanței generale a avionului.Eficacitatea schemei a fost confirmată la avioane precum Saab 37 Viggen și Eurofighter, conferindu-le o viteză de aterizare mică și o distanță de aterizare corespunzătoare (500m).
3.2. MIG-21 LanceR
Avionul MIG-21 (Anexa3) a fost cel mai răspândit avion de luptă pe timpul Războiului Rece, fiind unul dintre cele mai avansate la acea vreme. Este un avion de vânătoare de generația a treia, inițial construit de biroul Mikoian și Gurevici din Uniunea Sovietică. Extrem de eficient, fiind o aeronavă de vânătoare și interceptare în front, mulți utilizatori au crescut capabilitățile sale peste limite. Un mare număr de aeronave este în exploatare în diferite tări și astăzi, chiar dacă acest concept a început în anul 1954, iar producția și intrarea în serviciu de luptă au avut loc în 1959. S-a dorit un program de dezvoltare a unui avion ușor de interceptare capabil să atingă viteze de 2 Mach și altitudini de până la 20.000 de metri. Folosind aripa delta, Uniunea Sovietică a realizat primul lor aparat capabil atât de interceptare, cât și de vânătoare aeriană.Aripa delta a fost excelentă pentru un interceptro cu bune performanțe ascensionale, însă orice viraj duce la pierderea vitezei.
Aripile au un profil simetric foarte subțire, sunt poziționate în zona mediană, montate în lateralul fuselajului principal, având unghi de săgeată la bordul de atac de 57˚ și bordul de fugă orientat la 90˚ față de axa longitudinală a avionului, unghiul diedru de -2˚ și unghiul de calare este nul. Coarda maximă de la baza aripii este de 5,97 metri, iar la vârful aripii de 0,462 metri. Aripa este formată din două planuri demontabile, care se fixează la fuselaj prin 5 puncte. Este construită din profile de mare viteză (Biconvex-Simetrice) cu grosimea relativă de 4,2%C la încastrare și 5%C la extremitate.
Cea mai performantă și mai numeroasă variantă de MIG-21, precum și ultima cu simplă comandă ce a fost achiziționată de către România, varianta MIG-21 MF, și-a început activitatea la data de 19 februarie 1972. Avionul MIG-21 MF se va regăsi în dotarea tuturor regimentelor de vânătoare, urmând ca în prima jumătate a anilor 90 ̓ să fie modernizate și transformate în varianta LanceR, variantă ce mai zboară și în zilele noastre.
Modernizarea avionului MIG-21 a presupus implementarea unor sisteme și echipamente cum ar fi: sistemul HOTAS (Hands on Throtle and Stick), care conferă pilotului posibilități de control și operare a sistemelor de avionică, a senzorilor, a armelor fără a fi nevoit să ia mâinile de pe comenzile principale, manetă de gaze și manșă, afișaj multifuncțional color (MFCD) destinat afișării necesare navigației, gestionării acroșajelor, introducerii de date numerice, înlocuind mare parte dintre afișajele analogice de pe panoul de bord, un HUD destinat afișării la nivelul ochilor pilotului a simbologiei specifice modurilor aer-aer (A/A), aer-sol(A/G), și navigație (NAV), îndeplinind cinci funcții principale:afișarea informațiilor de zbor (altitudine, viteză, direcție), afișarea formatelor DED, afișarea simbolurilor sistemelor de armament, afișarea liniei de vizare (LOS), și generarea și afișarea reticolului STANDBY. Casca DASH (Display and Sight Helmet) este o altă noutate adusă avionului rusesc, fiind proiectată pentru a mări performanțele pilotului în lupta aeriană, ea prezentând un afișaj la nivelul ochilor pilotului ce-i permite cunoașterea informațiilor vitale supraviețuirii în câmpul tactic (date de zbor și navigație, amenințări, starea sistemelor de armament de la bord) fără să fie nevoit să privească prin HUD.
Sistemul de armament al variantei MIG-21 LanceR C este alcătuit din trei module principale, iar ca modalitate de autoapărare primește avertizări de la sistemul SPS-20V2 referitor la amenințări radar ce au încadrat avionul, cât și este dotat cu sistem de capcane termice (FLARE) și dipoli magnetici (CHAFF).
Ca specificații tehnico-tactice,avem:
Tabel 3.2.1 MIG-21 LanceR
3.3. F-16 Fighting Falcon
F-16 Fighting Falcon este un avion de luptă multirol proiectat inițial de General Dynamics și îmbunătățit de Lockheed Martin pentru United States Air Force. A fost conceput inițial ca avion de vânătoare cu greutate redusă.
Dispune de comenzi de zbor electronice fly-by-wire (primul avion de luptă de serie echipat cu acest sistem), raport tracțiune-greutate supraunitar (începând cu variantele C/D), poate efectua viraje cu accelerație de 9g. În zbor manifestă stabilitate statică relaxată (negativă), de aceea nu poate fi pilotat fără sistemul computerizat fly-by-wire. Pe de altă parte, această instabilitate naturală îi conferă o manevrabilitate deosebită.
În data de 13.04.1972 USAF a anunțat decizia de a se finanța pentru faza de prototip proiectele firmelor General Dinamics (model 401F) și respectiv Northop, prototipurile urmând a purta denumirea de YF-16 și respectiv YF-17. Primul zbor oficial al prototipului YF-16 a avut loc în data de 02.02.1974 de la baza aeriană Edwards, avându-l la comenzi pe pilotul Phil Oestricher (anterior avionul efectuase un prim zbor neprogramat pe data de 20 ianuarie). În data de 13.01.1975 modelul General Dinamics 401F a fost selecționat pentru a fi produs în serie. După cele 2 prototipuri au urmat 6 avioane monoloc F-16A și 2 biloc F-16B din faza de dezvoltare a programului (FSD). Primul avion de serie F-16A Block 1 a efectuat primul zbor pe data de 07.08.1978, iar primul biloc F-16B Block 1 a fost livrat pe 16 octombrie. Avioanele de serie, au fost realizate în mai multe configurații (blocuri) de fabricație. Primele avioane de serie au fost Block 1 și au inclus 94 de aparate. Au urmat 197 de avioane Block 5, apoi 320 de avioane Block 10. Ulterior, toate avioanele Block 1 și Block 5 au fost aduse la standardul Block 10. În data de 21.07.1980 avionul a fost botezat oficial ,,Fighting Falcon". Au urmat avioanele F-16A/B fabricate în configurația mult îmbunătățită Block 15, la care din noiembrie 1981 a fost aplicat programul de modernizare MSIP (Multinatioanal Staged Improvement Programme) Stage I prin care avioanele dispuneau de posibilitățin de dezvoltare a structurii și sistemelor, posibilitate de acroșare în 2 puncte sub priza de aer, ceea ce a determinat adoptarea unui stabilizator cu suprafața mărită. Programul MSIP I i-a urmat din 1987 programul de modernizare al avionicii OCU. În total au fost produse 983 de F-16A Block 15 într-un interval de 14 ani, dintre care 409 F-16A și 46 F-16B au fost destinate USAF. Cea de-a doua etapă a programului MSIP și anume MSIP II a dat naștere unei noi variante a avionului- F-16C/D Block 25. După F-16 Block 25 au urmat avioanele Block 30/32 sau MSIP III. La această configurație, USAF a decis ca să existe o echipare alternativă, fie cu motoare F100-PW-220 (25% din avioanele fabricate) sau General Electric F-101DFE (F110) cu tracțiunea mărită, pentru 75% din aparate. Următoarea versiune a F-16 a fost F-16C/D Block 40/42, dezvoltată tot ca parte din MSIP III, la care s-au introdus containerele de navigație și desemnare ținte LANTRIN. În data de 10.12.1988 a fost autorizată dezvoltarea unei noi versiuni, denumită F-16 Block 50/52. Avioanele F-16 A/B Block 20 au repezentat o configurație specială pentru Taiwan: structura corespunzătoare Block 15OCU, motoare F100-PW-220, iar cabina este similară avioanelor Block 50. Avioanele fabricate în ultimii ani pentru diferiți clienți- Singapore, Grecia , Polonia, Israel, Oman sunt realizate la standarde de genul Block 52+ sau Advanced Block 50, care prezintă îmbunătățiri față de avioanele Block 50/52, cum ar fi rezervoarele conforme. Dintre acestea de distinge varianta pentru Israel, denumită F-16I ,,Soufa". Cu ocazia achiziționării General Dinamics de către Lockheed în data de 02.03.1993, concernul Lockheed Martin a devenit noul furnizor al avioanelor F-16. Cea mai nouă variantă F-16 dezvoltată pâna în prezent este F-16 Block 60, denumit și F-16E/F. Această versiune este destinată exclusiv Emiratelor Arabe Unite (EAU). Primul avion F-16 Block 60 a efectuat primul zbor pe 06.12.2003. Cel de-al 4300-lea avion F-16 a fost un F-16C Advanced Block 50 destinat Oman și livrat în data de 20.04.2006.
Încă din 2008 România a considerat că F-16 este unul dintre avioanele care ar putea face obiectul modernizării Fortelor Aeriene Romane. În acest scop Pentagonul a cerut Congresului SUA aprobarea depunerii ofertei de vânzare a 48 reconditionate.
Deoarece în 2013 resursa avionului MIG 21 Lancer va expira, în 23 Martie 2010 CSAT a aprobat propunerea MApN de achiziționare a 24 de aparate F-16 în uz. Se apreciază că România nu mai poate amâna decizia privind achiziționarea, deoarece livrarea și formarea piloților durează cel puțin 2 ani.
Varianta propusă spre achiziționare este Block 25, cu o resursă de zbor estimată la încă 10 – 15 ani (2500 – 3500 ore de zbor/avion). Motivarea opțiunii a fost prețul relativ mic, în conjunctura economică a momentului. Avioanele ar urma să fie primite gratuit, însă România va trebui să plătească armamentul și adaptarea infrastructurii aeroportuare. De asemenea, va plăti formarea piloților, sumă în jur de 400 de milioane de dolari, costurile totale ridicându-se la cca. 1,3 miliarde de dolari. Achiziționarea a 24 de aparate F-16 noi ar fi costat însă peste 4 miliarde de dolari. Opțiunea pentru F-16 deschide drumul pentru achiziționarea de către România a aparatului F-35, din generația a cincea.
În procedura de achiziționare au fost luate în considerare cinci tipuri de avioane: F-16 (Lockheed Martin, SUA), JAS 39 Greepen (SAAB, Suedia), Eurofighter Typhoon (consorțiu Germania,Regatul Unit al Mari Brtianie si a Irlandei de Nord, Italia și Spania), F-18 (Boeing, SUA) și Rafale (Dassault Aviation, Franta).
Aeronava a fost inițial destinată superiorității aeriene datorită excelentelor capabilități aer-aer. O aeronavă multirol este un sistem de arme care acoperă întregul spectru de misiuni, atât aer-aer, aer-sol, aer-mare și război electronic. Capabilitățile aeronavei completate cu tacticile dezvoltate de-a lungul timpului în concordanță cu modernizările continue aduse proiectului inițial, au transformat Viperul dintr-o aeronavă extrem de capabilă într-un sistem de luptă complet.
Aeronava poate fi configurata in varianta A/A cu pana la 6 rachete radar active sau IR, sau in varianta A/G cu pana la 6 bombe neghidate, 2-4 bombe ghidate laser sau GPS, TGP, container de bruiaj si 2 rachete A/A. In toate variantele aeronava poate avea acrosate 1-3 rezervoare suplimentare. Ceea ce înseamnă că pe timpul operațiunilor de atac ofensive, F-16 dispune de capacități de lovire deosebite cât și de capacități defensive excelente, iar după îndeplinirea misiunii aer-sol se transformă într-o armă aer-aer redutabilă. Toate acestea combinate cu capacitatea de alimentare în aer dau imaginea unei platforme de luptă complete.
Avionul F-16 Fighting Falcon este o aeronavă cu performanțe tehnico-tactice testate în luptă. Printre campaniile la care a participat se numără războaiele din Irak, operațiunile din Balcani sau războiul din Afganistan.
În septembrie 2014, primii militari aparținând Forțelor Aeriene au început, la Baza 5 Aeriană de la Monte Real, Portugalia, cursul de trecere pe aeronava multirol. La finalul acestei perioade de pregătire, 88 de militari (piloți, personal tehnico-ingineresc și specialiști în planificare), au fost instruiți pentru a fi în măsură să execute întreaga gamă de misiuni specifice aeronavelor F-16.
Pregătirea personalului militar se efectuează în două etape-prima în Portugalia și a doua în România. Primele șase aeronave (cinci în simplă comandă și una în dublă) modernizate la standardul F-16 MLU 5.2R, au intrat în dotarea Forțelor Aeriene Române pe data de 29 septembrie 2016, următoarea serie de trei aeronave F-16 Fighting Falcon (două în simplă comandă și una în dublă) a ajuns în țară pe 15 decembrie 2016, iar ultima serie de trei aeronave de acest tip a sosit în țară în data de 28.09.2017.
Aeronavele au resurse de zbor, în medie de 4500 ore de zbor fiecare, ceea ce înseamnă că perioada de exploatare va fi de minimum 20 de ani, în condițiile asigurării unui nivel minim 200 de ore de zbor anual pe avion.
Cu un număr de peste 4000 de avioane fabricate și în dotarea a peste 20 de forțe aeriene, participant la o mare parte a conflictelor armate din ultimele două decenii, F-16 este fără îndoială unul din cele mai cunoscute avioane de luptă de la sfârșitul secolului 20.
Pentru Statele Unite, conflictul din Vietnam a demonstrat importanța avionului de vânătoare ușor, aparatele grele precum F-4 Phantom erau adesea puse în inferioritate în ceea ce privește manevrabilitatea de către MiG-21 sau chiar de învechitele MiG-17 ale nord-vietnamezilor.
În proiectarea avionului s-au urmat mai mulți pași si s-au utilizat mai multe concepte si tehnologii de avangardă. S-au efectuat 1272 încercări de tunel în diferite configurații, alegându-se in cele din urmă soluția cu aripa mediană trapezoidală, cu săgeata la bordul de atac de 40°, iar joncțiunea dintre aripă și fuselajul portant se făcea prin intermediul unor carenaje profilate astfel încât la incidente mari de zbor să realizeze o zonă de turbulentă controlată in scopul creșterii locale a portanței (carenajele vortex).
Un alt element important era posibilitatea de a braca voleții de bord de atac si flapsurile în funcție de regimul de zbor, nu numai la decolare și la aterizare ca la majoritatea avioanelor – ci și în evoluții, aripa era echipată cu o singură suprafață de comandă la bordul de fugă, atât cu rol de flaps cât si de eleron(flaperon) și se putea braca la +/- 20 °, voletul de bord de atac se putea până la 25° în jos; pentru croazieră supersonică atât voleții de bord de atac cât și flaperoanele se bracau în sus eu 2°.
Pentru prima dată la un avion de luptă ce urma să intre în serviciu operațional se utiliza un sistem de comenzi de zbor fly~by-wire sau FBW, la care transmiterea comenzii de la manșă la suprafețele de comandă nu se mai făcea printr-un sistem hidromecanic, ci prin cabluri electrice, doar elementul de execuție fiind servohidraulic.
Datorită modificării caracteristicilor de echilibru static al avionului în regim supersonic, un avion cu o stabilitate statică normală în subsonic poate deveni greu manevrabil în regim supersonic. De aceea, YF-16 a fost conceput cu o rezervă de stabilitate negativă în subsonic, stabilitatea fiind asigurată de un sistem artificial (stabilitate statică relaxată), iar bracajul stabilizatorului în valoare efectivă reprezenta o funcție de bracajul comandat de pilot și incidența de zbor.
Ca rezultat a 18 încercări de tunel s-a ales soluția cu o singură derivă, cu priza de aer a motorului dispusă sub fuselaj, în scopul îmbunătățirii funcționării motorului la incidente mari de zbor si în manevre asimetrice (de exemplu în glisadă), iar pentru evitarea ingestiei de corpuri străine, jamba de bot a trenului de aterizare a fost dispusă la partea inferioară a prizei de aer.
În scopul creșterii toleranței pilotului la suprasarcini ridicate, scaunul catapultabil a fost înclinat cu 30° fată de verticală.
Ca instalație de propulsie a fost ales motorul Pratt&Whitney F-100-PW-00 iar Northrop a ales pentru Model 600(YF-17) motorul General Electric YJ 101.
Avioanele F-16 au fost folosite în mod extensiv în țările în care acestea se află în serviciu, numai USAF a depășit 5 milioane de ore de zbor până la sfârșitul anului 1996. Tot în cadrul USAF există un pilot cu peste 5000 de ore de zbor pe F-16 – Lt. Col. Michael J. Brill („Brillo”) din cadrul 466th FS, iar un număr de 6 piloți cu peste 4000 ore de zbor. Deasemeni în lume sunt 95 de piloți cu peste 3000 ore de zbor pe F-16, în mare parte tot americani, dar și belgieni, turci, un danez, un olandez și un norvegian.
Rata de accident a fost destul de redusă, comparativ cu numărul de ore de zbor efectuate. Anul cu cele mai multe incdente a fost 1991(38), dar rata de accidente la 100000 ore zbor a scăzut de la 4,5(USAF), respectiv 5,4 în lume la nivelul anului 1992, la 2,9(USAF) și 3,9 în lume în 1993, iar în noiembrie 1996, F-16 este declarat avionul monomotor cu cea mai joasă rată de accident din istoria USAF cu 2,15 accidente la 100000 ore zbor, din totalul de 377000 ore zbor efectuate în anul respectiv.
În afara utilizărilor în conflicte isolate din anii’80 de către Israel sau Pakistan, F-16 a primit cu adevărat botezul focului în conflictele de după 1990, în care a fost implicat și cel mai important utilizator al avionului-USAF. În războiul din Golf din 1991, operațiunea Furtună în Deșert, declanșată pe 17 ianuarie 1991, F-16 a efectuat 25% din totalul misiunilor de luptă(300-400 zilnic), adică în total aproximativ 13500 de ieșiri. În ziua de 19 ianuarie, avioanele F-16 ale USAF au executat primele misiuni la lumina zilei, două aparate sunt pierdute și piloții luați prizonieri, iar un al treilea aparat este doborât pe 24 ianuarie, dar pilotul este recuperat.
În data de 7 ianuarie 1993, un F-16C din cadrul 52FW a doborât un MiG-29 irakian cu o rachetă AIM-120 AMRAAM.
În cadrul operațiunilor aeriene de interdicție deasupra Bosniei, declanșate în aprilie 1993, două avioane F-16C din cadrul 86th TFW/526th TFS au doborât în data de 28 februarie 1994 un număr de patru avioane sârbești Soko G-4 Super Galebs în două misiuni, inclusiv prima victorie triplă în cadrul USAF după războiul din Coreea.
În data de 2 iunie 1995, o rachetă lansată de sârbii bosniaci a doborât avionul F-16 pilotat de căpitanul Scott O’Grady din cadrul USAF. Pilotul s-a catapultat și a fost recuperat după 6 zile din spatele liniilor sârbești.
Un F-16AM olandez a doborât un MiG-29 sârbesc în data de 23 martie 1999, aceasta fiind prima victorie a unui F-16 olandez și a unui F-16MLU. Tot în conflictul din Iugoslavia din 1999, avioanele F-16 ale USAF au împlinit 1000 de misiuni de luptă în data de 27 mai 1999.
Avioanele F-16 ale USAF au făcut deasemeni parte din forța de atac în operațiunile din Afganistan (2001) și Irak (2003).
Soluție constructivă: Avion cu aripa trapezoidală cu săgeata la bordul de atac de 40°, cu profil NACA 64A-204; priza de aer cu geometrie fixă.
Celula are o resursă de 8000 ore în condițiile folosirii în proporție de 55,5% în antrenament pentru lupta aeriană, 20 % în misiuni de atac la sol și 24,5% pentru zbor normal.
Comenzile de zbor sunt de tip fly-by-wire digital (analogic la primele variante) ; comanda în tangaj/laterală se realizează prin stabilizatoarele integral mobile și flaperoanele de pe aripi, care au o viteză de rotație maximă de 52ș/s; voleți de bord de atac cu acționare automată funcție de numărul Mach și unghiul de incidență; flaperoanele și stabilizatoarele sunt interschimbabile dreapta-stânga. În cabină manșa are forma unui joystick amplasat pe partea dreaptă a cabinei.
Structura aripii, realizată din aliaje ușoare, se compune din 11 lonjeroane, cinci nervuri și învelișuri extrados și intrados monobloc, voleții de bord de atac au structură fagure. Deriva are structură multilonjeron și are învelișul din material compozit grafit epoxy.
La baza părții din spate a derivei se află un carenaj care include fie aparatură de contramăsuri electronice (avioanele Block 15 belgiene, F-16C/D israeliene și din F-16 B/D din Singapore) sau o parașută de frânare Irvin cu diametrul de 7,01 m la avioanele pentru Grecia, Indonezia, Olanda, Norvegia, Taiwan, Turcia (Block 30/40) și Venezuela. Stabilizatoarele au bordul de atac din structură fagure și înveliș din compozit grafit-epoxy.
Derivele ventrale au structură fagure și înveliș din aliaje de aluminiu.
Frânele aerodinamice cu secțiuni superioară și inferioară sunt dispuse în dreapta și în stânga la partea terminală a carenajului vortex, lângă bordul de fugă al stabilizatoarelor, și pot fi scoase la 60°.
Trenul de aterizare este triciclu escamotabil cu acționare hidraulică produs de Menasco, cu roți principale și frâne Aircraft Braking Systems și pneuri Goodyear sau BFGoodrich cu dimensiunea 27.75 × 8.75-14.5 și presiunea de 14,48-15,17 bari. Roata anterioară are pneu Goodyear, BFGoodrich sau Dunlop cu dimensiunea 18 × 5.7-8 și presiunea de 20,68 – 21,37 bari.
Sistemul de propulsie este un turbofan General Electric F110-GE-129 cu tracțiunea de 131,6 kN cu postcombustie la avioanele Block 50 sau un Pratt & Whitney F100-PW-229 cu tracțiunea de 129,4 kN la Block 52, care reprezintă echiparea standard a F-16 de la sfârșitul anului 1991. Începând cu cel de-al 368-lea F-16C fabricat, avioanele echipate cu motoare F110 au priza de aer lărgită cu 30 cm. Avioanele F-16D Block 30 israeliene au motoarele modificate ca F110-GE-110A la uzina Bet-Shemesh.
Instalația de combustibil include rezervoare în planuri și 5 rezervoare în fuselaj și are capacitatea de 3986 litri la monolocuri și respectiv 3297 litri la bilocuri. Avionul dispune de o priză de realimentare în zbor în spatele cabinei. Avionul poate acroșa rezervoare suplimentare – unul de 1136 litri sub fuselaj, respectiv două de 1402 litri sub planuri. Avioanele israeliene pot acroșa rezervoare opționale de 2271 litri sub planuri.
Cabina avionului este echipată cu scaun de catapultare tip « zero-zero » Boeing (McDonnell Douglas) ACES II, înclinat la 30° față de verticală. Cupola panoramică oferă o vizibilitate 360° jur-împrejur, 195° față și spate, 40° pe laterale și 15° în jos în direcția botului.
Cupola este acoperită la interior cu un strat subțire de aur la avioanele F-16C/D ale USAF (și a multor din cele F-16A/B daneze, belgiene, olandeze și norvegiene) ; acesta, împreună cu materialele radar-absorbante din priza de aer contribuie la reducerea semnăturii radar cu 40%.
Tabel 3.3.1 F-16 Fighting Falcon
Armamentul se compune dintr-un tun de calibru 20mm,multitub, amplasat în fuselaj pe partea stângă, rachete aer-aer “Sidewinder”AIM-9,AIM-7, AIM-120, acestea putând fi montate ăe cele 9 puncte de acroșare.
3.4. XB-70 A VALKRYIE
Este un avion experimental de bombardament strategic. A realizat zboruri de încercare la viteză de 2700km/h având o greutate totală la decolare de 250000kg,iar plafonul practic de 21500m. Este echipat cu aparatură de radiolocație modernă, instalație de bombardament automată și sistem de contraacțiune radio de cel mai modern tip.Avionul XB-70(Anexa 5) nu a intrat în producția de serie din cauza unor dificultăți tehnice și a costului foarte ridicat. Fiind destinat zborului supersonic, au apărut mari probleme cauzate de încălzirea cinetică, temperatura părților frontale ale învelișului atingând 300-350˚C. În Anexa 5 este prezentat avionul XB-70A, caracterizat printr-o linie constructivă originală. Din punct de vedere al dispunerii suprafețelor portante se remarcă aplicarea unei aripi delta cu ampenajul orizontal portant dispus în față (Canard). O asemenea dispunere prezintă avantaje deosebite la viteze inferioare, în special la decolare-aterizare. Lungimea avionului este de 56,4m și înălțimea cabinei la 10m față de sol.Realizarea originală a cabinei în întregime catapultabilă, permite desfășurarea activității de către echipaj fără a necesita costume de suprasarcini pentru zborul la înălțimi mari.
Aripa de formă delta în plan, are o anvergură de 32m și o suprafață portantă de 365m², unghiul de săgeată fiind 65,5˚. În timpul zborului la viteze supersonice, extremitățile aripii se înclină în jos și contribuie la mărirea stabilității avionului. Pentru ca turbioanele de pe ampenajul orizontal să nu influențeze stabilitatea pe direcție, ampenajul vertical este dublu. Prin adaptarea unei forme speciale a prfilului aripii, a fuselajului și a difuzoarelor, se utilizează o parte din presiunea mărită din spatele conului MACH, ce are vârful în părțile frontale ale avionului.
Instalația de propulsie este formată din 6 motoare turboreactoare de tip GENERAL ELECTRIC 4J 93 cu postcombustie, dezvoltând la decolare o tracțiune totală de 81600kgf, ceea ce la viteză de zbor 3200km/h reprezintă puterea echivalentă de 544000 CP.
3.5. SAAB JAS 39 GRIPEN
Cu avionul Saab Gripen (Anexa 6), Suedia a continuat să dezvolte aeronavele de luptă, producând o aeronavă ușoară de luptă comparabilă cu toate celelalte aeronave construite din aceeași categorie. În 1970 s-a dorit o aeronavă care să înlocuiască versiunile de Viggen, Saab având câteva opțiuni. O prima opțiune a fost „Super Viggen” care a apărut în diferite versiuni pentru diferite roluri. Progresul a fost marcat de B3LA, dar în 1978 guvernul Suedez a revocat proiectul. Confruntându-se cu o eventuală desființare, Saab și-a concentrat eforturile pentru un avion mai mic, mai ușor, cu o tehnologie avansată, guvernul aprobând proiectul și totodată insistând să se înlocuiască versiunea precedentă JA 37.
Toate versiunile anterioare ale avioanelor de luptă Saab au fost construite pentru diferite misiuni.Conceptul din spatele celui care urma să fie „39” încorpora 3 roluti principale: luptă, atac și recunoaștere, toate într-un singur avion. În 1980 s-a decis la dezvoltarea modelului, un singur motor, aripă delta, configurația canard. Constructorii nu au văzut niciun motiv pentru care noul avion ar fi trebuit să semene la greutate și dimensiuni cu cele din clasa Viggen, aducând îmbunătățiri la motor, au folosit materiale compozite și au micșorat componentele electronice cu aproximativ 60% față de oredecesorul său. Fuselajul este în mare parte construit în jurul motorului, Volvo RM12, care este mai redus din punct de vedere constructiv, oferind posibilitatea micșorării dimensiunilor fuselajului. Sistemul “fly-by-wire” reduce greutatea avionului, comparativ cu cel care folosea sisteme mecanice convenționale.
Pe partea de armament, capabilitățile de luptă au fost pe primul plan pentru a fi implementate ca de exemplu: rachete antitanc AGM-65 Maverik, rachete antimavă Rbs 15F, AIM-9L Sidewinder și AIM-120B AMRAAM.
Tabel 3.5.1 Saab JAS 39 Gripen
JAS 39 Grippen este aeronava de luptă de ultimă generație produsă de Saab pentru Forțele Aeriene Suedeze și este un potențial participant pe piață pentru statele care nu își permit sau nu sunt dispuse să achiziționeze ultimele modele de F-16.
3.6. Eurofighter Typhoon
Construit în Europa, Eurofighter 2000 (Anexa 7) a depășit multe obstacole pentru a intra în serviciul unor țări din Europa, fiind un important rival pe piața de export.
La începutul anilor 80 ̓ , atât Germania, cât și Marea Britanie urmăreau schimbarea avionuluiF-4 cu un avion de luptă mai modern cu capacități de recunoaștere aeriană. Ambele țări au construit schițe pentru noile aeronave de vânătoare-bombardament. În acest proiect au mai intrat Spania,Italia și Franța, cea din urmă oferind ajutor semnificativ în construirea aripii delta, având informații necesare de la Dassault.
După 1992, au avut loc o serie de negocieri complexe care au împărțit construcția aeronavei pentru cele 4 state participante. Marea Britanie trebuia să construiască cabina de pilotaj, botul aeronavei, ampenajele și parte din spatele fuselajului, Italia restul din spatele fuselajului și semiplanul stâng, cât și sistemul de control al armamentului, Spania a contribuit la semiplanul drept și sistemul de comunicații și Germania a fost responsabilă cu sistemul de control, radar și sistemul de identificare. Computerul modern și procesul de construcție permit ansamblarea precisă a părților aeronavei, chiar dacă acestea sunt construite în locații diferite. Prima aeronavă a fost ansamblată în 1994 și programul de testare a fost un real succes.
Tabel 3.6.1 Eurofighter Typhoon
Aeronava Typhoon are aripă delta și ampenaj canard. Structura este formată 70% din fibră de carbon, 12% plastic ranforsat și doar 15% metal. Cabina este dotată cu 3 ecrane MFD și cu un sistem de “commandă verbală“ care are funcții precum: selectarea rachetelor, schimbarea funcțiilor ecranelor, direcționarea radarului panoramic. Ca tun de bord, aeronava are un tun de 27mm Mauser, iar ca armament adiacent, poate fi echipată cu rachete aer-aer AIM-120B AMRAAM și ASRAAM și bombe Paveway III ghidate prin laser.
4.MODELAREA ȘI SIMULAREA CURGERII ÎN JURUL UNEI ARIPI DELTA LA DIFERITE UNGHIURI DE ATAC
4.1Introducere
Acest studio prezintă o simulare a curgerii aerului în jurul unei aripi delta, realizată cu ajutorul programului Ansys Fluent. În simulare se poate studia diferiți parametri ai unei aripi cu profil NACA 4412 care se află în zona de curgere a unui current de aer și se vor interpreta rezultatele obținute.
4.2 Modelarea 3D a aripii
Pentru început, se vor urma în ordinea data, toate etapele din cadrul sistemului de analiza Fluid Flow, (Figura 4.2.1). Aceste etape sunt: Geometry,Mesh,Setup,Solutions, Results, unde se construiește, se introduce valori, se generează și se analizează rezultatele curgerii.
Fig 4.2.1 Meniul Fluid Flow
4.2.1 Geometry
În acest submeniu se va construi aripa cu ajutorul coordonatelor punctiforme prezentate în Figura 4.2.1.1. Modelul folosit pentru această simulare este o aripă delta cu profil NACA 4412.
Fig. 4.2.1.1 Coordonatele profilului NACA 4412
Cu ajutorul funcției Extrude am construit aripa în format 3D formând un sistem de 4 planuri. (Figura 4.2.1.2)
Următoarea etapă constă în construirea domeniului de simulare. Acest domeniu are lungimile și lățimile mai mari decât coarda de 10 ori. (Figura 4.2.1.3)
4.2.2 Mesh
Următorul subcapitol constă în mesh-area domeniului (împărțirea domeniului în mai multe subdomenii mai mici). Aceasta face ca analiza asupra curgerii aerului în jurul aripii să fie mai precisă și rezultatele care se vor obține vor fi mai exacte și apropiate de realitate. Se va accesa fereastra Mesh control și se va intra în submeniul Sizeing unde se va efectua împărțirea pe segmente. După această etapă se va efectua Mesh-area propriu-zisă cu click pe Generate mesh (Figura 4.2.2.1)
Fig. 4.2.2.1 Mesh-area
Pentru a finalize această etapă, mai sunt necesare denumirile secțiunilor de simulare. Aceasta se face cu opțiunea create name selection după ce s-a selectat în prealabil secțiunea dorită.
4.2.3 Setup and solution
În această etapă se vor introduce date cu privire la temperature, densitatea, viteza aerului care curge în jurul profilului. În primă instant am ales modalitatea de compilare (numărul procesoarelor) în funcție de performanțele calculatorului (Figura 4.2.3.1)
Fig. 4.2.3.1 Alegerea procesoarelor
În continuare urmează introducerea de parametri otganizați pe etape:
General-se vor efectua setările generale
Fig. 4.2.3.2 Setarea generală
Models
Se va modela vâscozitatea.
Models-Viscous-Edit
Fig. 4.2.3.3 Modelarea vâscozității
Materials
Fig. 4.2.3.3 Crearea/editarea materialelor
Se vor alege materialele cu ajutorul cărora se va lucra.
Materials- air- Create/Edit
Materials- aluminum – Create/Edit
Fluidul este aerul, căruia îi vom modifica temperatura, compresabilitatea, viteza și solidul materialului din care este construită aripa.
Boundary conditions
Boundary Conditions – inlet – Type (pressure-far-field)
Fig. 4.2.3.4 Setarea unghiului de atac
Valorile pentru X-Components of Flow Direction și Y-Components of Flow Direction sunt determinate de unghiul de atac. Am studiat comportamentul aripii delta la 3 unghiuri de atac: 0˚ (sin0˚=0 și cos0˚=1), 15˚ (sin15˚=0.2588190 și cos15˚=0.9659258) și 20˚ (sin20˚=0.342020 și cos20˚=0.9396926).
Reference Values
S-a introdus viteza de 200m/s.
Fig. 4.2.3.5 Valorile de referință
Solution methods
Fig. 4.2.3.6 Metodele rezultatului
Solution Controls
Fig. 4.2.3.7 Controalele rezultatului
Monitors
Fig. 4.2.3.8 Monitorii
În continuare se selectează comenzile pentru crearea graficelor și scrierea coeficienților de rezistență, tracțiune și moment:
Monitors – Residuals, Statistic and Force Monitors – Create – Drag
Monitors – Residuals, Statistic and Force Monitors – Create – Lift
Solution Initialization
Se va inițializa soluția prin comanda solve/initialize/set-fmg-initialization și se va încheia prin comanda solve/initialize/fmg-initialization.
Fig. 4.2.3.8 Inițializarea soluției
Se vor salva datele și se va da click pe Run Calculation, se vor introduce 200 de repetări și se va porni calculul.
4.2.4 Results
În această etapă, se vor afișa rezultatele calculelor sub formă de grafice , rapoarte, desene, toate acestea având legendele aferente pentru fiecare tip de analiză. Pentru a observa simularea propriu-zisă, se vor selecta diferite soluții care satisfac cerințele. Se va da click pe Cotour 1 și se vor modifica parametri domeniului de interes și variabila de vizualizat. Pentru vizualizare, se va da click pe Apply.
Fig. 4.2.4.1 Inițializarea rezultatului
4.3 Interpretarea rezultatelor
În cele ce urmează, voi prezenta în paralel rezultate obținute pentru cele trei unghiuri de atac menționate mai sus.
Viteza
Fig. 4.3.1 Distribuția vitezei pe profil pentru α=0˚
Fig. 4.3.2 Distribuția vitezei pe profil pentru α=15˚
Fig. 4.3.3 Distribuția vitezei pe profil pentru α=20˚
Se poate observa, că viteza este minimă la bordul de atac, urmând ca, atât pe extrados, cât și pe intrados, ea să crească revenind la aceeași valoare la bordul de fugă. În funcție de unghiurile de atac pentru fiecare calcul în parte, se observă diferite variații ale vitezei curentului de aer de-a lungul profilului. În Figura 4.3.3 se observă cum viteza este mult mai mică, în comparație cu valoarea din Figura 4.3.1, de aici rezultând o declanșare a desprinderii fileurilor de aer (Figura 4.3.2).
Fig. 4.3.2 Desprinderea fileurilor de aer la α=20˚
Presiunea
Fig. 4.3.3 Distribuția presiunii pentru α=0˚
Fig. 4.3.4 Distribuția presiunii pentru α=15˚
Fig. 4.3.5 Distribuția presiunii pentru α=20˚
Invers față de distribuția vitezei pe profil, presiunea este maximă la bordul de atac și scade odată cu creșterea curburii profilului, urmând să crească odată cu apropierea de extrados.
Fig. 4.3.6 Distribuția presiunii pe întreg profilul pentru α=0˚,respectiv α=15˚
Deplasarea fileurilor de aer
Fig. 4.3.7 Deplasarea fileurilor de aer pentru α=0˚
Fig. 4.3.8 Deplasarea fileurilor de aer pentru α=15˚
Fig. 4.3.9 Deplasarea fileurilor de aer pentru α=25˚
Se observă în figurile de mai sus, cum pentru fiecare unghi de atac, avem anumite viteze și anumite presiuni specifice care modifică parametri de zbor ai unei aeronave echipate cu astfel de tip de aripă.
CONCLUZII
Deși se observă o mare varietate de forme în plan ale aripii folosite în construcția avioanelor de luptă, una dintre cele mai răspândite în rândul aeronavelor modern este aripa delta sau arip în săgeată, realizate în diverse variante. Acest tip de aripă a început să fie studiat imediat după terminarea celei de-a doua conflagrație mondială. În urma cercetărilor, s-au identificat o serie de avantaje pe care celelalte tipuri de aripi nu le dețineau sau nu erau capabile să le producă în timpul zborului:
– la aripa delta se pot obține coeficienți de portanță maximă relativ ridicați, în comparație cu celelalte aripi hipersustentate, la unghiuri de incidență mari (20˚-25˚);
– poate păstra stratul limită de pe suprafețele portante la unghiuri la care aripile normale se pot angaja;
– centrul de presiune al aripii triunghiulare, spre deosebire de aripa dreptunghiulară , odată cu mărirea incidenței, se deplasează ușor către înapoi, asigurând o mai bună variație a momentului longitudinal cu incidența;
– turbioanele formate la unghiuri moderate pe extradosul aripii pot ajuta la generarea unor coeficienți de portanță mai mari în comparație cu aripile convenționale;
Pentru înțelegerea principiilor și particularităților tuturor fenomenelor care au loc la nivelul aeronavei, ca rezultat al forțelor și momentelor aerodinamice, pilotul trebuie să își înseșească cunoștințele teoretice mai întâi li pe urmă pe cele practice. Aici se încadrează și înțelegerea particularităților ale aripii delta.
În lucrarea de față am făcut un studiu teoretic cu privire la principiile aerodinamicii în vederea înțelegerii modului de funcționare a aripii delta la diferite unghiuri de atac și diferite viteze. Plecând de la informații standard, despre aripi, caracteristicile acestora, și soluții constructive, am pus sub studiu detaliat, aripa delta, în vederea obținerii de informații vitale despre viteză, presiune, temperatură. Procedeele matematice care conduc la determinarea caracteristicilor aerodinamice sunt foarte complexe, rezultatele fiind bazate pe simulări în tunele aerodinamice sau simulări cu ajutorul programelor software, care permit un studiu aprofundat. Rezultatele care se obțin în urma acestor experimente sunt din ce în ce mai realiste, iar costurile de cercetare sunt minime.
Pe parcursul etapelor pe care le-am urmat în vederea înțelegerii aerodinamicii aripii delta, am folosit programul Ansys Fluent. Acesta este un program specializat în modelarea și interpretarea caracteristicilor aerodinamice ale aripilor. Cu ajutorul acestui program am putut obține informații referitoare la parametri de zbor și reprezentări grafice care au simplificat înțelegerea unir noțiuni care ar fi fost abstracte în lipsa acestui program.
Contribuțiile personale în realizarea lucrării de față, au fost să centralizez toate informațiile care reprezentau obiectul problemelor de tratat, precum și întocmirea studiului de caz. Consider că pentru o bună desfășurare a procesului educațional de studiere a aerodinamicii, asocierea fenomenelor fizice teoretice cu exemple și modelări grafice concrete, reprezintă o necesitate.
BIBLIOGRAFIE
Constantin Rotaru, Aerodinamică: elemente teoretice și aplicații, Editura Academiei Tehnice Militare, Bucuresti 2009
George Zărioiu, Aviația modernă, Editura Scrisului Românesc, Craiova 1975
Constantin Rotaru, Mihai Mihailă-Andres, Dinamica zborului avionului, Editura PRINTECH, București 2014
Ioan Sălăgeanu, Aerodinamica vitezelor subsonice, Editura Academiei Militare 1979
Jan Gavrilă, Aerodinamică 1. Mecanica Fluidelor. Aerodinamica suprafețelor portante, Editura Academiei Aviației și Apărării Antiaeriene “Henri Coandă”, Brașov 1998
John D. Anderson, Jr., Introduction to FLIGHT, The McGraw-Hill Series in Aeronautical and Aerospace Engineering, New-York, S.U.A., 2005
John D. Anderson, Jr., Fundamentals of Aerodynamics, Fourth Edition, McGraw-Hill International Edition, 2007
Jim Winnchester, Fighter-The world ̓ s finest combat aircraft-1914 to the present day, Parragon Publishing, Queen Street, Bath BA1 1HE, UK, 2004
Daniel P. Raymer, Aircraft Design: A Conceptual Approach Fourth Edition, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., 1801 Alexander Bell Drive, Reston, Virginia 20191-434
Ion Grigore, Mecanica zborului avionului, Academia Militară, 1984
Jan Gavrilă, Aerodinamică 1. Mecanica Fluidelor. Aerodinamica suprafețelor portante , Editura Academiei Aviației și Apărării Antiaeriene “Henri Coandă”, Brașov 1998
Florescu N., Aerodinamica avionului, Editura Scrisul Românesc, Craiova, 1984
Niță M. M., Patrulea R. N., Sîrbu A., Mecanica aeronavelor, Institutul Politehnic, București 1984
Grosu I., Calculul și construcția avionului, Editura Didactică și Pedagocică, București 1965
Grigore I., Mecanica zborului avionului, Editura Academiei Militare, București, 1973
Moraru Florentin, Aerodinamică Balistică. Mecanica zborului, Editura Academiei Militare, București, 1984
WEBOGRAFIE
http://docs.desktop.aero/appliedaero/potential3d/wingmodels.html
http://docs.desktop.aero/appliedaero/wingdesign/wingparams.html
http://www.military-today.com/aircraft/mig_21.htm
http://www.military-today.com/aircraft/jas_39_gripen.htm
http://www.military-today.com/aircraft/f16.htm
http://www.aeronautics.nasa.gov/pdf/wing_design_k-12.pdf
http://www.military-today.com/aircraft/eurofighter_typhoon.htm
http://www.nasa.gov/centers/armstrong/news/FactsSheets/FS-080-DFRC.html
http://aermech.com/delta-wing-aircraftshc-fighter-jets/
http://www.aerospaceweb.org/aircraft/fighter/typhoon/
ANEXE
Anexa 1
Anexa 2
Încărcările relative pe diferite tipuri de aripi
Anexa 3
MIG-21 LanceR
Anexa 4
F-16 Fighting Falcon
Anexa 5
XB-70 VALKYRE
Anexa 6
SAAB JAS 39 GRIPEN
Anexa 7
Eurofighter Typhoon
Anexa 8
F-94 C
Anexa 9
F-86
Anexa10
AVRO 698
Anexa 11
F-102 A
Anexa 12
B-58
DECLARAȚIE DE AUTENCITATE
Subsemnatul…………………………………………………………………………………………………………………. student al Academiei Forțelor Aeriene “Henri Coandă”, Facultatea de Management Aeronautic, specializarea…………………….,seria(promoția)………….,declar pe propria răspundere,cunoscând prevederile legale referitoare la falsul în declarații și dispozițiile Legii Educației Naționale nr.1/2011 referitoare la plagiat, că lucrarea de licență cu titlul……………………………………………………………………………………………………………………………………………………………………………………………….. .elaborată sub îndrumarea d-lui/d-nei …………………………………………………………… pe care urmează să o susțin în fața comisiei de examen:
A fost elaborată personal pe baza informațiilor obținute din surse care au fost citate și indicate în bibliografie;
Nu am preluat texte,date,rezultate,elemente de grafică din alte lucrări fără a cita sursa bibliografică.
Am luat la cunoștiință despre faptul că îmi este interzisă comercializarea/transmiterea lucrării mele către un terț în vederea falsificării de către acesta a calității de autor al lucrării.
Data, Semnătura,
…………………….. ……………………….
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: Prof. univ. dr. ing. Constantin ROTARU Cpt. cdor. dr. Oliver CIUICĂ Autor: Sd.Sg.Petru-Marius DĂNILĂ BRAȘOV -2018- MINISTERUL APĂRĂRII NAȚIONALE… [307366] (ID: 307366)
Dacă considerați că acest conținut vă încalcă drepturile de autor, vă rugăm să depuneți o cerere pe pagina noastră Copyright Takedown.