Scrigroup - Documente si articole

Username / Parola inexistente      

Home Documente Upload Resurse Alte limbi doc  

CATEGORII DOCUMENTE





AeronauticaComunicatiiElectronica electricitateMerceologieTehnica mecanica


PERFORMANTE DE ZBOR SI PLANIFICAREA ZBORULUI - INCARCARE SI CENTRAJ

Aeronautica

+ Font mai mare | - Font mai mic







DOCUMENTE SIMILARE

Trimite pe Messenger
Auzul si echilibrul
Rationamente si luarea deciziilor - pilotare
Fenomene aeroelastice statice
De la mituri si legende la realizarea zborului
PROCEDURI DE PLECARE (Departure procedures)
MASURAREA VITEZEI DE ZBOR
FIZIOLOGIA ZBORULUI
Scurt istoric privind simulatoarele de zbor
Pilot - Procesarea informatiilor
CAIET DE PREGATIRE PARASUTISM AL SPORTIVULUI PARASUTIST

PERFORMANTE DE ZBOR SI PLANIFICAREA ZBORULUI -  INCARCARE SI CENTRAJ

Pozitiile particulare ale centrajului



  1. Centrajul limita anterior admisibil – este centrajul minim pentru care efortul pe carte pilotul il aplica mansei pentru a mentine echilibrul avionului in timpul aterizarii pe trei puncte, este egal cu efortul maxim admisibil;
  2. Centrajul critic – pentru avioanele performante este de aproximativ 40 ÷ 45% din coarda aripii echivalente. Este pozitia cea mai din spate a C.G. la care avionul este neutru din punct de vedere al stabilitatii longitudinale si intra in echilibru indiferent.
  3. Este pozitia cea mai din spate a C.G. la care avionul mai este inca stabil pentru a face posibil pilotajul. Centrajul limita posterior admisibil (CLPA) – mai mic decat CC cu 5 ÷ 10%;

La aterizare, datorita bracarii flapsurilor, se creaza momente de picaj, care cauta sa micsoreze unghiul de incidenta si care se anuleaza din ampenajul orizontal.

Cu cat C.G. este mai in fata, cu atat stabilitatea longitudinala a avionului creste dar scade maneabilitatea longitudinala.

Cu cat C.G. se afla mai in spate cu atat stabilitatea longitudinala a avionului va scade, iar daca C.G. trece in spatele centrajului catre C.C. atunci avionul devine instabil longitudinal.

La deplasarea C.G. catre spate, scade stabilitatea longitudinala dar creste maneabilitatea longitudinala.

Factori de influenta:

  1. In functie de destinatia avionului se pozitioneaza C.G. pentru a fi avioane maneabile (aviatia militara) si avioane mai stabile (avioane de transport).
  2. Suprafata stabilizatorului – stabilizatorul asigura stabilitatea longitudinala. Cu cat suprafata stabilizatorului este mai mare cu atat stabilitatea longitudinala va creste.
  3. Viteza de zbor – daca Vzbor va creste, cresc fortele aerodinamice si atunci se va imbunatati stabilitatea longitudinala.


Cap. 2 PERFORMANTE

Decolarea

-         se defineste ca fiind o miscare accelerata a aeronavei de la inceputul rulajului (V=0), pana la desprinderea si atingerea inaltimii de 25 m – aici pot incepe alte manevre si operatiuni specifice fiecarei aeronave.

Acest material este destinat in principal avioanelor monomotor, care pot fi dotate cu elice tractiva sau propulsiva.

Etapele decolarii cuprinde:

-         rulajul pentru decolare – forta de tractiune maxima;

-         desprinderea aeronavei de sol/apa;

-         palierul si urcarea pana la inaltimea de 25 m.

A ↔ B – rulajul pentru decolare;

B – desprinderea aeronavei;

B ↔ C – palierul;

C ↔ D – urcarea

A ↔ D – distanta de decolare.

In general, avioanele monomotor, nereactive, au tendinta de a „fura” intr-o parte sau alta la decolare, datorita a trei cauze principale.

Aterizarea

-         este evolutia prin care o aeronava ia contact cu suprafata de aterizare si ruleaza sau aluneca pana la oprire.

Profilul aterizarii este dat de traiectoria descrisa de C.G. al aeronavei in evolutie.

Redresarea este portiunea curbilinie pa care traiectoria aeronavei trece de la cea inclinata pe orizontala in vederea planarii in palier deasupra solului sau apei.

Filarea (franare in zbor orizontal) sau palierul aeronavei deasupra solului sau apei necesara pentru reducerea vitezei inaintea contactului cu solul sau apa.

Rularea aeronavei (alunecarea) – deplasarea aeronavei pana in momentul opririi.

Fortele care actioneaza asupra aeronavei si ecuatia de echilibru.

Redresarea

-         este necesar ca aeronava sa aiba o anumita rezerva de vant si de inaltime, care va varia in functie de unghiul de planare.

Ecuatia de echilibru:

Fz = G2 + Fc

Fx = G1

G1 = G sinθ

G2 = G cosθ

In cazul redresarii aeronava franeaza sub actiunea fortei de rezistenta aerodinamica egala cu greutatea impartita la  finete. De aceea se va mari unghiul de atac pentru ca portanta sa ramana egala cu greutatea. Aceasta crestere are loc pana cand se atinge valoarea maxima a coeficientului de portanta; ca urmare a acestei actiuni, aeronava „cade” pe sol. Viteza corespunzatoare acestei „caderi” va fi chiar viteza de aterizare.

Cz redresare = (0,7 ÷ 0,9) x Cz maxim

Fig. 70

Filarea

Ecuatia de echilibru

Fz = G



Fx = Fi

In timpul filarii viteza scade, cand aeronava ia contact cu solul sau apa botul este foarte ridicat.

Fig. 71

 

Rulajul

Ecuatia de echilibru:

G = Fz + N unde N = N1 + N2

Fx = Fi + Ff  unde Ff = Ff1 + Ff2

Viteza de aterizare

-         valoarea vitezei in momentul initial al „caderii” pe sol difera de cea din momentul in care aeronava ia contact cu suprafata de aterizare. Pentru momentul initial al „caderii” pe suprafata se mentine inca egalitatea intre portanta si greutatea aeronavei.

In mod aproximativ se poate arata ca viteza aeronavei in momentul atingerii suprafetei de aterizare de la H = 0,3 m, reprezinta circa 0,94% din valoarea Vitezei de aterizare.

Pentru calculul vitezei de aterizare, se pot folosi formulele simplificate:

Vaterizare = 12 √

G

- pentru aripi fara voleti

S

Si

 

Vaterizare = 10 √

G

- pentru aripi cu voleti

S

Incarcarea pe aripa influenteaza direct viteza de aterizare. Daca G/S creste va rezulta si o crestere a Vitezei de aterizare.

Dupa aterizare, se poate micsora distanta de rulare prin folosirea parasutelor de franare, sau a franelor pentru roti, etc.

Utilizarea flapsurilor

Utilizand flapsul se constata ca acesta modifica curbura profilului aripii, element necesar pentru a putea reduce viteza sub cea minima zborului orizontal. Prin modificarea curburii profilului se mareste valoarea coeficientului Czm utilizabil.

Pentru constructiile la care flapsul se deplaseaza spre spate, odata cu marirea curburii se realizeaza si cresterea suprafetei portante, ceea ce determina o crestere suplimentara de portanta.

De asemenea, odata cu bracarea flapsului se mareste unghiul de incidenta de portanta nula si consecinta este ca se micsoreaza unghiul i critic icrt.


ZBORUL

Relatia dintre puterea necesara si puterea disponibila

Graficul de variatie a puterii motorului cu inaltimea.

Pentru motorul cu piston, fara compresor, puterea motorului este maxima la sol. Pe masura ce inaltimea (H) creste puterea motorului scade. La o anumita inaltime de zbor puterea motorului va fi 0.

Pentru motorul cu piston cu compresor, puterea motorului creste pana la o anumita inaltime (inaltimea de restabilire – Hrestabilire –), dupa care puterea motorului scade cu cresterea inaltimii.

Motorul cu piston cu comresor zboara la o inaltime (H) mai mare decat motoarele fara compresor.

Hrestabilire este avantajoasa pentru zbor, deoarece aici puterea motorului este maxima.

Graficul de variatie al puterii disponibile cu viteza.

Fig. 35.

Momentul reactiv si momentul motor al elicei

Mm = moment motor; - actiunea motorului asupra elicei.

Mr = moment reactiv; - opus Mm.

Mm = Mr – la o turatie constanta;

Mm = 716,2 P/n (Kgfm);

M1 = Q1 x r1;

M2 = Q2 x r2.

Datorita momentului reactiv, avionul are tendinta de a se inclina.

Panta maxima si incidenta maxima

Urcarea este miscarea uniforma si rectilinie ce o executa o aeronava pe o traiectorie ascendenta.

Conditii:

-         G1 = G x cos θu;

-         G2 = G x sin θu.

unde:




G = greutatea aeronavei;

Fz = forta portanta;

Fx = forta de rezistenta la inaintare;

Ftu = forta de tractiune (urcare);

θ = unghiul de urcare; - unghiul format de directia avionului cu directia vitezei pe traiectorie.

Ftu = Fz + G2 = Fz + G x sinθ = (ρ x V2 / 2) SCx + G x sinθ;

Fz = G x cosθ = (ρ x V2 / 2) SCz;

S = suprafata aripii;

ρ = densitatea aerului;

Cz = coeficientul de rezistenta la inaintare;

Cx = coeficientul de portanta.

Pentru mentinerea vitezei de urcare constanta este necesar sa se realizeze Ftu = Fz + G2; unde G2 este completat de suplimentul de tractiune ΔFt, necesar pentru a mentine aeronava pe panta.

Avem trei viteze pe panta de urcare:

Vu = viteza indicata de aparat pe traiectoria de urcare (vitezometru – km/h);

V = componenta orizontala a lui Vu (viteza fata de sol – km/h);

wu = viteza ascensionala, citita la variometru (m/s).

Factori de influenta:

-         Greutatea; daca greutatea creste rezulta ca si viteza de urcare (Vu) va creste.

-         Inaltimea; daca inaltimea (H) creste, ρ va scade de unde rezulta ca viteza de urcare (Vu) va creste.

-         Incidenta; daca unghiul de incidenta (α) creste, Cz va creste, de unde rezulta ca viteza de urcare (Vu) va scade.

-         Unghiul de panta (θ); daca unghiul de panta creste va rezulta o scadere a vitezei de urcare (Vu).

Unghiul de panta depinde numai de valoarea excedentului de tractiune (Δ Ft), la o anumita greutate (G) de zbor. Valoarea acestuia la diferite viteze de zbor se pune in evidenta prin suprapunerea curbelor de variatie a tractiunii necesare pentru o greutate (G) si o inaltime (H) constante si a tractiunii disponibile pentru toata gama unghiurilor de incidenta (α).

Fig. 61

Din acest grafic se observa ca excedentul maxim de tractiune (Δ Ftmax.), se obtine la zborul cu incidenta economica, daca se executa urcarea cu motorul la regim maximal, tinand din mansa viteza de urcare dupa vitezometru, se va realiza unghiul de panta maxim

Daca greutatea creste va creste (G ↑), va creste si forta de tractiune de urcare (Fturc.↑) si excedentul de putere.

Virajul

-         este un caz concret de marire comandata a unghiului de incidenta, pornind de la cel necesar la zborul orizontal initial, combinat cu schimbarea necomandata a unghiului de incidenta (in timpul inscrierii si scoaterii din viraj).

Fortele in viraj:

Intr-un viraj oarecare apare forta centrifuga (ca raspuns la o forta centripeta „de comanda”), orientata pe directie si in sensul prelungirii razei virajului, a carei valoare rezulta din relatia:

Fc =

G

Vv2

 (kgf) (forta de inertie)

g

Rv

Unde,

G = greutatea avionului (kgf);

Rv = raza virajului (m);

Vv = viteza de viraj (m/s);

g = acceleratia gravitationala (9,81 m/s2)

Fc = forta centripeta „de comanda”; aceasta forta se compune geometric cu greutatea avionului (G) si da o forta rezultanta FR care este in orice caz mai mare decat greutatea (G) si care este inclinata cu un unghi (β) fata de directia fortei G.

Fig. 62

 

Factori de influenta:

-         greutatea;

-         forta centripeta;

-         forta portanta;

-         forta de tractiune.

Parametrii virajului:

-         viteza de viraj;

-         unghiul de inclinare (β);

-         raza de viraj;

-         tractiunea necesara virajului (Ft viraj);

-         puterea necesara virajului (P viraj);

-         timp de viraj.

Virajul corect

Virajul uniform – este virajul la care viteza aeronavei pe traiectorie este constanta in modul, inaltimea (H) si unghiul de inclinare. Traiectoria unui astfel de zbor va fi o circumferinta.

Conditiile virajului corect (uniform).



Practic inscrierea intr-un viraj corect se face intr-un plan orizontal (w = 0), cu viteza anterioara virajului si care tot timpul virajelor uzuale ramane constanta (Vv = ct.), datorita inertiei si finetei aerodinamice a aeronevei (corect se va mari si tractiunea); de asemenea raza virajului este constanta (Rv = ct.).

Ecuatiile de echilibru sunt:

Fc = G;

Fxy = Fc;

Ft = Fx.

Factorul de suprasarcina

-         este factorul adimensional care ia in consideratie factorul de inertie care solicita aeronava in zbor.

Se defineste ca fiind raportul dintre portanta aeronavei corespunzator unei evolutii si greutati la acelasi unghi de atac.

Se noteaza cu (ή), iar la zborul orizontal este egal cu unu.

Factorul de sarcina se descompune dupa cele trei axe, iar in considerare se ia cel care se descompune dupa axa z – z1.

ή = Fz / G

acest factor de suprasarcina poate influenta comportamentul pilotului in zbor, astfel:

-         daca este pozitiv (+) poate apare „valul negru”;

-         daca este negativ (-) poate apare „valul rosu”.

Pilotul poate rezista cateva secunde la un factor de sarcina cuprins intre 3 si 5 G.

Factorul de suprasarcina in viraj

        este tot timpul mai mare de unu.

Daca se executa virajul cu un factor de suprasarcina 2, se va mari forta de tractiune de 2 ori, prin actionarea manetei de gaze.

Daca forta de tractiune in viraj trebuie sa creasca de doua ori la un factor de suprasarcina 2, Pviraj va fi egala cu √ 23.

Zborul orizontal

Conditiile zborului orizontal:

-         Inltimea constanta (H = ct.), deci densitatea aerului =ct. (ρ = ct.);

-         Viteza constanta (V = ct.).

Echilibrul fortelor la zborul orizontal:

Pentru H=ct.: portanta (Fz) trebuie sa fie egala cu greutatea (G).

Fz = G =

ρ

V02 x A x Cz

2

Pentru V =ct.: forta de tractiune (Ft) trebuie sa fie egala cu rezistenta la inaintare (Fx).

Ft = Fx =

ρ

V02 x A x Cx

2

In aceste relatii, greutatea (G) este cunoscuta iar densitatea (ρ) depinde de presiunea atmosferica (pa in mmHg) si temperatura absoluta (T0k =t0 ÷ 2730).

Dependenta caracteristicilor de zbor in functie de unghiul de incidenta.

-         caracteristicile de zbor ale unei aeronave sunt determinate de valorile unghiului de incidenta (α) la care se executa zborul respectiv.

El defineste valorile coeficientilor Cz si Cx pentru un anumit profil aerodinamic.

Caracteristicile de zbor ale unui anumite aeronave depind si de raportul dintre Cz si Cx, numita si finete aerodinamica (K).

K = Cz / Cx.

Aceasta variaza in functie de unghiul de incidenta, dupa o curba, functie de unghiul de incidenta.

Unghiul pentru care finetea este maxima, se numeste „unghi de incidenta optim” (αoptim).

Coeficintii aerodinamici Cz si Cx se pot reprezenta inglobati in diagrama polara a avionului, formata de fapt din valorile comune fiecarui unghi de incidenta scoase din curbele polare.

Zburand cu anumite unghiuri de incidenta pe o traiectorie data, aeronava realizeaza performante proprii posibile – performante care nu se pot repeta la alte unghiuri de incidenta.

Din context se poate numi ca viteza de zbor (Vzb.) este un „traductor” al unghiului de incidenta a zborului orizontal.

Unghiul de incidenta prestabilit pentru un zbor orizontal, se reatizeaza zburand cu viteza necesara (Vn) realizarii unghiului respectiv (αoptim).

Unghiul de calaj al aripii pe fuselaj

-         necesitatea reducerii la maxim a rezistentei la inaintare (Fx) parazitare a fuselajului, impune ca la regimul de zbor cel mai utilizat (functie de destinatia aeronavei) axul aerodinamic al fuselajului sa ramana paralel cu traiectoria de zbor.

Pentru indeplinirea acestui lucru se „caleaza” aripa pe fuselaj, la un unghi corespunzator unghiului de incidenta pentru asigurarea zborului orizontal, functie de destinatia aleasa.

Este evident ca dupa fixare, utilizarea aeronavei pentru alte configuratii de zbor se impune a fi facuta cu inrautatirea substantiala a caracteristicilor de zbor – un nou regim de zbor va deveni „permanent”! – uneori pentru ameliorarea acestor situatii se poate utiliza bracarea flapsurilor, pentru a reduce unghiul de incidenta pe traiectorie.








Politica de confidentialitate

DISTRIBUIE DOCUMENTUL

Comentarii


Vizualizari: 1368
Importanta: rank

Comenteaza documentul:

Te rugam sa te autentifici sau sa iti faci cont pentru a putea comenta

Creaza cont nou

Termeni si conditii de utilizare | Contact
© SCRIGROUP 2019 . All rights reserved

Distribuie URL

Adauga cod HTML in site