AEROPROFIL – KRILO

Komponente zrakoplova

Slika br. 1 : Komponente zrakoplova

Komponente krila

Osnovne komponente krila zrakoplova su :

1. SPAR (ramenjače) prihvataju momente savijanja,transferzalne i vertiklane sile koje

djeluju na strukturu zrakoplova ( prednja i zadnja ramenjača).One se prostiru duž cijelog

razmaha krila.

2. STRINGER ( uzdužnice) prihvataju momente savijanja i zajedno sa oplatom čine spoljnu

konfiguraciju krila zrakoplova.

3. RIB (rebra) elementi čija je osnovna funkcija očuvanje aerodinamičkog oblika krila i

zajedno sa oplatom prihvataju momente uvijanja.

4. SKIN (oplata) prihvata momente uvijanja koji su rezultat raspodjele sile uzgona duž

aeroprofila krila i vučne sile ako su motori vezani za krilo.Debljina oplate ovisi od veličine

zrakoplova i nije konstantna duž razmaha krila.

Slika br.2 : Struktura krila Airbus a/c

Definicije

Relativni protok zraka je protok zraka u dijelu gdje pritisak,temperatura i relativna brzina

ostaju nepromjenjeni tokom prolaska zrakoplova kroz njega.Relativni protok zraka je izraz

koji se koristi za opisivanje smjera protoka zraka u odnosu na krilo.Ako krilo ide naprijed i

nadole relativa zraka ide nazad i naviše, ako krilo ide naprijed horizontalno relativa zraka

kreće se unazad i horizontalno.

Relativni protok zraka stavra se kretanjem zrakoplova kroz zrak, također se javlja protokom

zraka na stacionarnom tjelu.

Slika br.3 : Prikaz relativnog protoka zraka

Aeroprofil ili aeroprofilna sekcija definira se kao bilo koja površina dizajnira da omogući

dobijanje reakcije od zraka kroz koji se kreće kako bi se stvorio uzgon.Najadekvatniji oblik za

stvaranje uzgona je zakrivljeni ili savijeni oblik.Krivina aeroprofila je zakrivljenost gornje i

donje površine.

Tijelo tako oblikovano da produkuje aerodinamičku reakciju normalnu na putnju leta kroz

zrak bez stvaranja prekomjernog otpora.

Slika br.4 : Prikaz aeroprofila

Serija strelica pritiska povučena normalno na površinu aeroprofila i spojena u ekstremnim

tačkama formira ovojnicu pritiska.Strelice koje su okrenute ka aeroprofilu predstavljaju

pozitivni pritisak koji je veći od atmosferskog.

Totalna rekacija je rezultat svih aerodinamičkih sila koje djeluju na krilu odnosno

aeroprofilnoj sekciji.

Aerodinamička sila predstavlja ukupnu aerodinamičku silu koja djeluje na tetivi aeroprofila

u tački koja se naziva centar potiska.Pri normalnoj brzini i malom pozitivnom napadnom uglu

centar potiska je smješten na tetivi blizu centra aeropfila.Povećanjem napadnog ugla CP se

pomjera naprjed i obrnuto.

Slika br.5 : Položaj centa potiska i napadnog ugla

Aerodinamički centar je tačka aeroprofila u kojoj je kojeficijent momenta nezavisan od

napadnog ugla.Zbog toga što aerodinamička sila djeluje u centru potiska koji se mijena ovisno

od napadnog ugla sila se redukue u aerodinamički centar pri čemu se dodaje momenat oko

AC.

Slika br.6 : Centar potiska

Otpor (DRAG)

Komponenta ukupne reakcije koja je paralelna sa putanjom leta ili relativnim protokom

zraka.

Otpor oblika je rezultat razlike pritisaka s prednje i zadnje strane tijela čiji je uzrok vrtložna

brazda iza tijela.Nastaje kada dođe do odvajanja strujnica oko nekog tijela koje tada postaju

turbulentne.

Otpor površinskog trenja je otpor koji s ejavlja zbog postojanja graničnog sloja odnosno

viskoznosti fluida koji djeluje na cijelu opstrujavanu površinu zrakoplova.

Otpor aeroprofila je suma otpora trenja i oblika za podzvučno dvodimenzionalno strujanje

oko aeroprofila.

Indukovani otpor se javlja kao rezultat slobodnih vihora na krajeima krila (najveći dio

otpora pri letu kod velikih napadnih uglova i malih brzina).

Štetni otpor je suma svih otpora koji se protive kretanju zrakoplova a nisu direktno vezani za

stavranje uzgona.

Otpor interferncije nastaje kada su dva tijela u vazdušnoj struji nalaze dovoljno blizu tako

da je sumarni otpor različit od pojedinačnih otpora.

Slika br.7 :Odnos otpora i napadnog ugla

Uzgon (LIFT)

Komponenta ukupne reakcije koja je okomita na ravan putanje zrakoplova ili relativnog

protoka zraka.

Aerodinamički uzgon je sila koja nastaje okomito na smjer strujanja zraka oko nekog tijela

uslijed razlike pritisaka oko njega.

Vrijednost sile uzgona koja s egeneriše na nekom krilu zavisi od :

1. Oblika krila;

2. Napadnog ugla;

3. Gustine zraka;

4. Brzine strujanja;

5. Projecirane površine krila;

UZGON = PRITISAK × POVRŠINA = 1/2ρV²×S

Slika br.8 : Sila uzgona

Opterećenje krila (WING LOADING)

Definiše se kao težina po jedinici površine krila zrakoplova. specifično opterećenje krila je

masa zrakoplova podijeljena s površinom krila.Opterećenje krila raspoređeno na njegovoj

površini uslijed djelovanja težine zrakoplova.

Opterećenja koja djeluju na krilo zrakoplova su :

1. Aerodinamička sila;

2. Sila potiska (kad su motori iza krila);

3. Težina same strukture krila ili pojedinih dijelova postavljenih uz samu strukturu krila

ili ispod krila kao i agregata (gorivni sistem ,hidraulički sistem);

4. Tokom slijetanja na krilo djeluju i udarna opterećenja koja su posljedica pretvaranja

kinetičke u potencijalnu energiju;

5. Mehanički posmatrano krilo zrakoplova se posmatra kao konzola;

Tokom leta krilo treba da izdrži sva opterećenja, a da pri tome nedođe do trajnih ili plastičnih

deformacija njegove strukture.

Slika br.9 : Prikaz opterećenja krila

Osa profila (CHORD LINE)

Prava linija koja spaja centre zakrivljenosti prednje i zadnje ivice. Tetiva je zamišljena ravna

linija koja spaja zadnju ivicu i centar zakrivljenosti od vodeće ivice presjeka aeroprofila.

Dužina tetive je udaljenost između izlazne ivice i tačke na ivici gdje tetiva presjeca vodeću

ivicu. Tetiva fizička dužina linije tetive .

Slika br.10 : Prikaz linije tetive

Srednja linija profila (MEAN CAMBER LINE)

Linija na poprečnom presjeku krila zrakoplova koji je jednako udaljena od gornje i donje

površine krila.Predstavlja asimetričnu krivinu između gornje i donje površine aeroprofila.Ova

linija određuje karakteristike aeroprofila. Srednja geometrijska tetiva predstavlja odnos bruto

aerodinamičke površine krila i razmaha krila. Je kriva koja se dobije kao geometrjsko

mjesto (skup svih tačaka ravni koje zadovolajavaju određeni uslov) središta kružnica upisanih

profila.

Slika br.11 : Prikaz srednje linije

Zakrivljenost profila (CAMBER)

Predstavlja maksimalnu udaljenost linije tetive i srednje linije zakrivljenosti.Dizajnirana je u

aeroprofil da bi se povećao maksimalni kojeficijen uzgona.Ovo minimizira brzinu stallinga

zrakoplova korištenjem aeroprofila odnosno zrakoplov sa krilima koja se baziraju na temelju

zakrivljenog aeroprofila obično imaju niže odugovlačenje brzine stallinga u odnosu na

zrakoplove sa simetričnim aeroprofilom.

Površina krila (WING AREA)

Površina krila projecirana na ravnu okomito na normalnoj osi.Uvijek uzimamo referentnu

površinu krila da je to trapezoidna površina krila projecirana u središnjoj liniji. Površina

krila, umnožak dužine krila i njegove širine.

Slika br.11 : Prikaz površine krila

Vitkost (ASPECT RATIO)

Mjera vitkosti krila odnosno vitkost krila je omjer njegove dužine naspram njegovoj

širini.Visoki omjer ukazuje na duga ,uska krila dok niski omje rukazuje na kratka i deblja

krila.Koristi se za predviđanje aerodinamičkih performansi krila.Za određenu površinu krila

vitkost je proporcionalna kvadratu raspona krila a on je od posebnog značaja za određivanje

performansi.

Napdani ugao (ANGLE OF ATTACK)

Predstavlja ugao između neporemećenog strujanja zraka (RELATIVE AIR FLOW) i tetive

srednje linije aeroprofila.Promjene napadnog ugla uzrokuju promjene pritiska i brzine kako

zrak opstrujava gornjaku i donjaku.To prouzrokuje razlike u pritisku odnosno rezultat je sila

uzgona.

Slika br.12 : Napadni ugao

Pri normalnom napadnom uglu prednja zaustavna tačka je smještena ispod naadne ivice

omogućavajući strujanje preko gornjake aeroprofila.Razlika u pritscima skupa sa gornjakom

ubrzava opstrujavanje i pomaže lokalnompovlačenju zraka odnosno devijaciji strujnica.Na

izlaznoj ivici aeroprofila zbog bržeg kretanja strujnica preko gornjake u odnosu na do njaku

dornjaka nastoji da povuče strujnice nadole.

Pri pozitivnom napadnom uglu aeroprofila strujnice se ubrzavaju prolazeći preko gornjake

rezultirajući u smanjenju statičkog pritiska, strujnice koje prolaze ispod donjake gube brzinu

što uzrokuje povećanje statičkog pritiska samim tim s epojavljuje diferencijalni pritisak koji

generiše silu uzgona aeroprofila.

Slika br.12 : Povećanje napadnog ugla

Ugao nagiba (ANGLE OF INCIDENCE)

Predstavlja ugao između linije tetive krila gdje je krilo montirano na trupu zrakoplova i

referntne uzdužne ose duž trupa.Ono je fiksno dizajniran i ne može se mjenjati.

Slika br.14 : Ugao nagiba

Ugao strijele (SWEEP ANGLE)

Linija koja spaja aerodinamičke centre okalnih aeroprofila zove se linija aerodinamičkih

centara.Ugao između linije aerodinamičkih centara i prave normalne na ravan simetrije

određuje ugao strijele φ.Ugao između linije aerodinamičkih centara i njene projekcije na

ravan koja prolazi kroz tetivu u ravni simetrije određuje ugao diedra ili ugao pregiba krila.

Slikabr.15 : Ugao strijele

Konusni omjer (TAPER RATIO)

Predstavlja omjer vrha tetive i korijena tetive.

λ = Ct / Cr

Slika br. 16 : Taper ratio

Geometrijsko vitoperenje(WASHOUT)

Odnosi se na značajku dizajna krila da se namjerno redukuje distribucija uzgona preko

raspona krila zrakoplova.Krilo je dizajnirano tako da je ugao nagiba veći od korjena krila i

smanjuje se duž raspona krila, postajući najmanji na vrhu krila.Ovim se obično osigurava da

na stallingu prvo se dešava stall korjena krila prije stall-a vrha krila, omogućavajući

zrakoplovu kontinuiranu kontrolu krilcima i otpor ka okretanju. Geometrijsko vitoperenje

krila omogućava modifikovanje pravca raspona distribucije uzgona kako bi se smanjio

indukovani otpor.

Geometrijsko vitoperenje je kada tetive aeroprofila ne leže u istoj ravnini, nego im se kut

od korjena prema vrhu krila mijenja.

Geometrijsko vitoperenje krila predstavlja evolutivni niz aeroprofila iz iste familije čije

linije nultog uzgona ne leže u istoj ravni nego međusobno zaklapaju ugao ε koji se zove ugao

vitoperenja.

Wash out- smanjenje postavnog ugla krila prema vrhu što na tom dijelu smanjuje uzg on.

Wash in- povećanje postavnog ugla krila prema vrhu što na tom dijelu povećava uzgon.

Aerodinamičko vitoperno krilo predstavlja niz evolutivnih aeroprofila raznih serija tako da

se ugao nultog uzgona mijenja od korijena ka kraju krila.

Slika br.17 : Geometrijsko vitopernje

TEORIJA AEROPROFILA

Osnovne značajke fluida

U osnovne tri značajke fluida spadaju :

1. Pritisak;

2. Gustina;

3. Viskoznost;

Pritisak definiše kao omjer sile (F) i površine (S) na koju ta sila djeluje pod pravim uglom.

Možemo pisati:

Proizlazi da je mjerna jedinica za pritisak njutn po metru kvadratnom (N/m²). Ta izvedena

mjerna jedinica se kraće naziva paskal (Pa).

Može se definisati kao normalna sila po jedinici površine zbog vremnske stope promjene

momenta molekula gasa koje djeluju na površinu.Sila pritiska deluje uvek normalno na

površinu.

Pritisak se djeli na :

1. Statički;

2. Dinamički;

Pritisak kojim fluid deluje na zidove suda naziva se STATIČKI PRITISAK, i označava sa

ps.Statički pritisak kod fluida djeluje jednako u svim smjerovima i izvršava silu koja

djeluje okomito na i djeluje na bilo koju površinu koja je u kontaktu sa njim.

ps=1/2ρV²

U aerodinamici najvažnija je masa protoka po jedinici volumena, tako da je lakše koristiti

termin pritisak.U bilo kojoj tački poprečnog presjeka ukupni pritisak jednak je zbiru statičkog

i dinamičkog pritiska.

Aspekt dinamičkog pritiska je taj da je, kako to dimenzionalna analiza pokazuje,

aerodinamički napon koju trpi zrakoplov koji leti brzinom v je proporcionalna gustoći zraka i

kvadratu v , npr. proporcionalna je q . Zbog toga, posmatrajući varijaciju tokom leta, moguće

je odrediti kako će napon varirati, te kada će dostići maksimalnu vrijednost. Tačka

maksimalnog aerodinamičkog opterećenja se često označava kao max Q i to je kiritični

parametar.

STATIČKI PRITISAK (ps) + DINAMIČKI PRITISAK (1/2ρV²) = TOTALNI PRITISAK(pT)

Slika br.18 Posljedice Bernulijeve jednačine

Opstrujavanje aeroprofila je slično strujanju kroz Venturijevu cijev.Strujanje preko gornjake

predstavlja konvergentnu sekciju 1, dok strujanje oko dornjake predstavlja divergentnu

sekciju 2.Statički pritisak se zbog promjenjivog presjeka mijenja i rezultirajući diferencijalni

pritisak produkuje silu uzgona na aeroprofil prikazano na slici br. 19.

Slika br.19 : Opstrujavanje aeroprofila

Gustina zraka predstavlja masu zraka po kubičnom metru zapremine. Gustoća zraka se

smanjuje s povećanjem nadmorske visine, budući se i pritisak zraka smanjuje. Ona semijenja

i sa promjenom temperature i vlažnosti zraka.

Viskoznost otpor jenog sloja zraka kretanja preko drugog sloja, uzrokovana unutrašnjim

trenjem molekula fluida.Kod idealnog fluida nema unutrašnjeg trenja među slojevima.

Kretanje tekućine ili plina nazivamo strujanjem. Strujanje nastaje zbog vlastite težine flu ida

ili zbog razlike u pritiscima. Pri strujanju razni slojevi fluida imaju raličite brzine i među tim

slojevima javljaju se sile unutrašnjeg trenja ( viskoznosti). Kada se tijelo kreće kroz viskozni

fluid, također nastaju sile trenja, tzv. otpor sredstva.

Strujanje opisujemo strujnicama; strujnica je zamišljena linija u fluidu čija tangent a u svakoj

tački pakazuje smjer brzine. Gustoća strujnica je proporcionalna iznosu brzine. Dio fluida

omeđen strujnicama nazivamo strujnom cijevi.

Stacionarno strujanje: brzina čestica i pritisak ovise samo o položaju, a ne i o vremenu.

Slika br.20 : Kretanje tjela kroz fluid

Tipovi protoka zraka su :

1. Stabilan protok strujnica;

2. Nestabilan protok;

3. 2D i 3D protok strujnica;

Stabilan protok se definiše kao kretanje narednih molekula uz praćenje iste stabilne putanje

unutra protoka, svaka jedna za drugom.Protok se može tačno predstaviti strujnicama.Na bilo

kojoj tački strujnice brzina,statički i dinamički pritisak su konstantni.Molekule ne prelaze iz

jedne u drugu strujnicu.

Nestabilan protok se definiše kao nepravilno slijeđenje molekula unutar protoka odnosno

prateće m olekule ne prate istu putanju.U ovom slučaju protok s enemože predstaviti

strujnicama.Brzina i pritisak u biloj kojoj tački ovog protoka će varirati tj.neće

bitikonstantne.Dolazi do samostalnog miješanja molekula.

Dvodimenzionalni (2D) protok definiše se kao teoretski alat koji je relevantan smao za krilo

beskrajnog raspona ili dijela čiji je raspon od kraja do kraja tunela vjetra.Nema indukovanog

protoka na vrhovima krila. Trodimenzionalni protok se javlja na krilima zadanog raspona gdje

se diferencijalni pritisak pokušava izjenačiti na vrhu krila.Duž raspona krila svlači se

strujnice koje sa diferencijalnim pritiskom na kraju krila prave vihore.Vihori su najjači na

krajevima krila i progresivno slabe ka centralnoj liniji zrakoplova.Na krajevima krila gradijent

pritiska izaziva strujanje ka gornjaci krila i skupa sa progresivnom brzinom zrakoplova

generišu se snažni slobodni vihori što izaziva povećanje otpora.Efekat ovih vihora je daljne

svlačenje strujnica iza krila što efektivni ugai strujanja smanjuje u odnosu na relativni.

Vihori uznemiravaju između up- washa i down-washa kod 2D protoka i samim tim to

uzrokuje :

1. Pojačanje down-washa;

2. Smanjenje napadnog ugla;

3. Pomjeranje nazad vektora uzgona;

4. Spuštanje nadole efektivnog relativnog protoka zraka;

Slika br.21 :Vihori na krajevima krila

Aeroprofil

Aeroprofil je poprečni presjek krila, komandnih površina, elisa ili rotora helikoptera.

Aerodinamički je oblikovana površina koja ostvaruje uzgon potreban za let zrakoplova uz što

manji otpor. Aeroprofili mogu biti simetrični, koje srednja linija aeroprofila (1) se dijeli na

dva jednaka dijela i svi ostali, nesimetrični aeroprofili.Ovisno o debljini i vrsti aeroprofila

linije se mogu i ne moraju poklapati. "Skeletna" linija je linija koja spaja središta ucrtanih

kružnica u aeroprofil (2).Tetiva "skeletne" linije je pravac koji koji spaja njene krajnje točke

(3). To je osnovna linija aeroprofila pomoću koje se određuje napadni kut krila. Dijeli se na

100 jednakih dijelova (%).Omjer koji se dobije dijeljenjem razmaka krila sa srednjom

geometrijskom tetivom krila naziva se vitkost krila. Srednja linija aeroprofila je linija koja

prolazi kroz polovišta okomica na tetivu aeroprofila. To je ujedno i najduža linija aeroprofila.

Prilikom izrade planova za novi zrakoplov istražuje se i oblik aeroprofila koji će najbolje

odgovarati njegovom tipu i namjeni.

Slika br.22 : Prikaz aeroprofila

Aerodinamički oblikovana tijela kretanjem kroz fluid generiraju veći uzgon uz manji otpor u

odnosu na ostala tijela.Različiti oblici aeroprofila služe za različite namijene, a njihovo

dizajniranje je najznačajnija zadaća aerodinamike.Izumljeno je nekoliko šema kojima se

opisuju aeroprofili jedna od njih je NACA sustav koji se bazira na geometrijskim značajkama

aeroprofila.Danas se aeroprofili dizajniraju za tačno određenu svrhu korištenjem programa za

inverzno dizajniranje.

Terminologija aeroprofila :

Slika br. 23 : Djelovi aeroprofila: 1. Osa profila; 2. Dužina profila; 3. Srednja linija profila;

4. Zakrivljenost profila; 5. Debljina profila; 6. Prednja ivica i zadnja ivica;

1. Osa profila (Chord line) je najdulja tetiva koja spaja vodeći vrh sa završnim vrhom

profila i dijeli gornju i donju površinu, a njene se krajne tačke podudaraju sa krajnjim

tačkama srednjice;

2. Dužina profila (Chord) je dužina ose profila, odnosno udaljenost od prednjeg dijela do

zadnjeg dijela profila;

3. Srednja linija profila (Mean camber line) je kriva koja se dobije kao geometrjsko

mjesto (skup svih tačaka ravni koje zadovolajavaju određeni uslov) središta kružnica upisanih

profila;

4. Zakrivljenost profila (Camber) predstavlja najveću međusobu udaljenost između ose i

srednje linije profila;

5. Debljina profila (Thickness) maksimalna udaljenost između gornjeg i donjeg ruba profila;

6. Prednja ivica predstavlja radijus zakrivljenosti oblika aeroprofila;

Tipovi aeroprofila su :

1. Simetrični;

2. Asimetrični;

Slika br.24 : Simetrični aeroprofil

Slika br.25 : Asimetrični aeroprofil

Slika br.26 : Odnos brzine i pritiska

Kretanje strujnica preko gornjake je znatno brže nego na donjaci time se povećava razlika

brzina gornjake i donjake a sa tim dešava se i povećanje diferencijalnog pritiska.Na gornjaci

je povećana brzina a smanjen statički pritisak dok je na donjaci s manjena brzina a povećan

statički pritisak što predstavlja konvergentnu i divergentnu sekciju. Sam statički pritisak se

mijenja zbog promjenjivog presjeka rezultujući diferencijalnim pritsikom koji generira silu

uzgona na aeroprofil.Napadni se ugao također povećava tako da krilo generiše više

uzgona.Promjene napadnog ugla uzrokuju promjene pritiska i brzine kako zrak opstrujava

aeroprofil.

Maksimalna efikasnost zrakoplova podrazumjeva generisanje maksimalnog uzgona sa

najmanjim mogućim otporom.Maksimalni ko jeficijent uzgona standardnih aeroprofila

najčešće s ejavlja oko 15º napadnog ugla.Kod asimetričnih profila je pozitivna vrijednost

kojeficijenta uzgona na nula napadnom uglu posljedica je krivine aeroprofila.Između 0º i 12º

kriva CL je direktno proporcionalna napadnom uglu i ima oblik prave linije.Iznad 12º

gradient rasta uzgona se smanjuje i dostiže max vrijednost .Iza ove tačke dolazi do odvajanja

strujnica sa gornjake i ne generiše se dovoljno uzgona da bi se održao stabilan let.

Slika br.27 : Generisanje sile uzgona