UNIVERSITATEA POLITEHNICA BUCUREŞTI

FACULTATEA DE INGINERIE AEROSPAŢIALĂ

TEMA de CASĂ

la disciplina

CONSTRUCŢIA STRUCTURILOR AEROSPAŢIALE

- Avion de vanatoare –

Model IAR 93

Titular curs: Student:

Ş.l. ing. I. Predoiu Radu Ana

Grupa 935

Coordonare tema:

Ş.l. ing. I. Predoiu

2011 – 2012

1

Să se studieze un avion de vanatoare

- Model IAR 93 -

Lucrarea va cuprinde:

Cap Titlu Observatii

Termen

de control

1 Prezentare generală a avionului:

istoric, fabricaţie, exploatare, dezvoltare, perspective…

– [3-5 pagini]

– Sintetic!

– Se acceptă poze, tabele, etc…

Săpt. 9

2 Caseta tehnică – [1 pagină] Săpt. 9

3 Avionul în trei vederi – Desen la scară - cotat!

– Editat! (recomandare: ACAD... /

Catia V5R16) - sau manual!

– Format: (minim) A3 (2xA4)

Săpt. 9

4 Descriere tehnică a subansamblelor principale: Structură (A - F - AO - AV) - Sistem de propulsie - Tren de aterizare - Instalaţii şi echipamente (sintetic)

– [3-5 pagini]

– Sintetic!

– Schiţe la scară A - F - AO - AV

– Se recomandă ataşarea unei poze

cu avionul "explodat" şi legenda

sintetică (minim 25-30 pozitii cu

accent pe structura!)

– Detalii structură A - F - AO - AV:

(tip, materiale…)

Săpt. 9

5 Devizul de greutăţi şi epura de centraj

– [3-5 pagini]

– Sintetic: formule şi tabele

– Două variante de centraj:

1) Avionul gol echipat

Săpt. 11

2

2) Avionul la Gmax ("nominal")

– Evaluare momente de inerţie

6Evaluări aerodinamice ( , etc…)

– [3-5 pagini]

– Sintetic: formule şi rezultate…

Săpt. 11

7 Diagrama de manevră şi rafală (DMR)

– [cca 5-10 pagini]

– Sintetic: valori, formule, rezultate…

– DMR: Grafic + Tablou de valori…

– Studiul punctelor...

8 Alte cazuri de calcul: – [cca 3 pagini]

– Sarcini de calcul pe AO

– Sarcini de calcul pe AV

– Aterizarea

Metodologie

1. Termenul de control este obligatoriu!

2. Lucrarea definitivă se susţine/predă în ultima săptămână de seminar şi va consta din:

– Memoriul scris - dosar din plastic - copertă transparentă...

– Textul complet - inclusiv desenele - în format electronic... Textul se va transmite în

formatul *.doc (Word 2003). Textul se va preda pe un CD (individual).

3. Lucrarea constituie condiţie de intrare în examen şi va avea o pondere de cca 1/3 în nota finală.

3

1. Prezentare generală a avionului: istoric, fabricaţie, exploatare, dezvoltare, perspective…

La inceputul celui de-al doilea razboi mondial, Romania avea o industrie aeronautica destul de puternica. In timpul razboiului, s-au produs peste 1300 de aparate, din care peste 450 au fost IAR-80 si IAR-81. Dupa razboi insa au intrat in vigoare restrictii in ceea ce privea productia de avioane de lupta a Romaniei si astfel cea mai mare parte a industriei de aviatie a fost convertita catre productia de bunuri industriale ne-aeronautice precum tractoare, ventilatoare, fiind pastrate doar capabilitatiile de reparatie si intretinere. Cu mari eforturi au putut functiona ateliere pentru productia in serie mica de aeronave usoare si planoare.

Desi fostul I.A.R. Brasov a incetat sa existe, IAR a ramas numele unei mari parti din aparatele construite de industria aeronautica romana dupa razboi. In anii ’60, Romania s-a desprins de sfera de influenta sovietica, luandu-se in 1968 decizia de a se lucra in colaborare si cu tari din afara Tratatului de la Varsovia, inclusiv cu tari din Occident. In acelasi an ia nastere la Bucuresti I.C.P.A.S. (Institutul de Cercetari si Proiectari Aerospatiale), care in 1970 isi schimba numele in I.M.F.C.A. (Institutul de Mecanica Fluidelor si Constructii Aerospatiale), iar ulterior, in INCREST.

Primul Program important al ICPAS a fost realizarea in cooperare cu Institutul VTI (Vasduhoplovno Tehnicki Institut – Institutul Tehnic de Aviatie) din Zarkovo, R.S.F. Iugoslavia si a constat in proiectarea unui avion de lupta. Aceasta colaborare a rezultat in urma identificarii in Romania a necesitatii realizarii unui aparat de vanatoare-bombardament destinat sa inlocuiasca avioanele MIG-15 din serviciu. Avionul dorit trebuia sa fie subsonic, capabil de a indeplini atat misiuni de lupta aeriana – atat contra avioanelor subsonice, cat si a rachetelor de croaziera, precum si misiuni de atac la sol. Programul s-a intitulat sugestiv YUROM.

Deszoltarea avionului a fost destul de anevoioasa, cu atat mai mult cu cat Fabrica de Avioane Craiova se afla inca in constructie (prototipul avionului fiind realizat la URA-Bacau in primavara lui 1974 si inmatriculat 001), iar colaborarea cu partea iugoslava nefiind intotdeauna “deplina” (iugoslavii au incercat sa ascunda partii romane anumite detalii tehnice si caracteristici de zbor, descoperite in timpul dezvoltarii propriului lor avion). La toate acestea s-au adaugat si alti factori, obiectivi si subiectivi, precum: timpul foarte scurt alocat dezvoltarii programului (se faceau mari presiuni din partea conducerii de partid si de stat), personalul insuficient pregatit si lipsit de experienta necesara construirii de la zero a unui avion reactiv (cu toate ca la URA-Bacau, actuala Aerostar, se facea mentenanta avioanelor de fabricatie sovietica MIG-15/17), spatiile de lucru in curs de amenajare si dotare si nu in ultimul rand lipsa sufleriilor aerodinamice.

Pe parcursul dezvoltarii si constructiei avionului, isi vor lasa amprenta negativa si ingerintele politice ale conducerii de atunci, manifestate cu deosebire in obligativitatea asimilarii in fabricatie la noi a unor piese si subansamble, lichide hidraulice, etc (in vederea reducerii

4

cheltuielilor valutare); masura ce uneori a dus implicit la scaderea calitatii. Unele probleme tehnice au ramas nerezolvate pana la iesirea din inzestrare a aparatului la sfarsitul anilor ’90.

Indiferent de ceea ce a fost, industria aeronautica nationala a inregistrat un succes, ghidandu-si evolutia pe un plan superior si anume: constructia de avioane reactive, situand Romania printre putinele tari din lume capabile de asa ceva.

Primul zbor al avionului IAR-93 VULTUR, a avut loc la 31 octombrie 1974, la ora 12.08, avandu-l la mansa pe locotenent-colonel Gheorghe Stanica, zborul durand 21 de minute.

Productia a debutat odata cu darea in folosinta a I.Av.Craiova, in anul 1975; numarul final al aeronavelor VULTUR fabricate aici a depasit 200 de bucati. Din anul 1978, a inceput fabricatia variantei DC (dubla-comanda), primul avion in aceasta configuratie avand numarul 002.

Cele mai moderne variante ale seriei 93, au fost cele de dupa 1984, dotate cu motoare VIPER 632-47, motoare prototip construite si incercate in Romania, la Turbomecanica, sub licenta Rolls-Royce, dotate cu postcombustie (PC), avand o tractiune totala in regim de postcombustie de 22,2 KN. Aceste avioane au fost inseriate de la 216-242.

Avionul avea scaun de catapultare MK-10 (H=0,V=0), amplificatoare ale comenzilor DOWTY x2, amplificator de directie si un sistem de orientare a rotii de fata. Avea sistem SAS de tip MARCONI, sistem de autostabilizare pe trei axe, pilot automat pe axa de ruliu si sistem de readucere la unghi de ruliu zero (aripi orizontale). Comenzile de zbor erau asistate hidraulic prin amplificatoarele BU-51M, pentru stabilizator si BU-45, pentru eleroane. Aeronava era dotata cu instalatie de climatizare si supravietuire, avand aparatura de navigatie, radionavigatie si aparatura de bord, toate acestea asigurand intrebuintarea avionului in toate conditiile meteorologice, atat ziua cat si noaptea.

Armamentul IAR-93 VULTUR includea două tunuri de bord GS-23L, cu două ţevi calibrul 23 mm, cu o rezerva  de 200 de proiectile fiecare, montate la partea inferioară a fuselajului sub prizele de aer.

 Pentru antrenamentul piloţilor la sol, secţia specializată din cadrul ICSIT-Av (INCREST) a început construcţia de simulatoare pentru IAR-93. SIAR-93A2 avea cabina identică avioanelor Preserie 2 şi este păstrat în cadrul Muzeului Aviatiei. Între 1986 şi 1987 au fost construite simulatoarele SIAR-93B1 and SIAR-93B2 pentru IAR-93B. În anii ’90, după restructurarea institutului, secţia de simulatoare din cadrul fostului INCREST a devenit compania SIMULTEC.

Dupa Revolutia din Decembrie 1989, Romania si industria sa au avut posibilitatea de a se moderniza, mai ales prin cooperare si acces la tehnologie de varf. Ca urmare I.Av.Craiova, cu sprijinul MApN, au demarat un program de modernizare a IAR-93 VULTUR; avion ce era inca nou si performant in clasa sa.

S-au avut in vedere modificari la urmatoarele sisteme din componenta avionului: sistemul hidraulic, structura, trenul de aterizare, sistemul de combustibil, sistemul de navigatie,

5

sistemul de armament si nu in ultimul rand sistemul de propulsie. Aceste modernizari substantiale, ce presupuneau inclusiv dotarea avionului cu un radar performant (echipament ce lipsea din dotarea vechiului avion), ar fi prelungit semnificativ resursa aparatului, imbunatatind capabilitatile si performantele acestuia, aducandu-l mai aproape de secolul XXI. Avionul relativ nou a fost insa tras pe dreapta la sfarsitul anilor ’90, din ratiuni neclare.

Daca VULTUR-ul ar fi fost modernizat, Aviatia Romana ar fi dispus in prezent de un avion capabil si performant, iar constructia de avioane de lupta dedicate ar fi continuand luand o alta turnura.

FAR ar fi dispus astfel de aproximativ 100 de aparate, cu urmatoarele capabilitati si performante:

-zona anterioara a fuzelajului reproiectata, ce ar fi cuprins un radar performant ELTA (Israel);

-montarea unei suprafete aerodinamice de tip “canard fix”, ceea ce ar fi dus la cresterea incarcaturii de lupta, la imbunatatirea caracteristicilor aerodinamice de stabilitate si manevrabilitate, precum si la imbunatatirea performantelor de zbor prin scurtarea lungimii rulajului la decolare;

-spatiu util marit in zona fuzelajului posterior;

-avionul ar fi dispus de posibilitatea acrosarii unui container pentru cercetare/bruiaj, nelargabil;

-zona de varf a planurilor era modificata in vederea posibilitatii acrosarii de rachete aer-aer;

-ar fi dispus de o scara integrata in fuzelaj care facilita accesul pilotului in carlinga, nemaifacand necesara operarea avionului de catre o echipa tehnica;

-toate sistemele hidraulice ar fi dispus de un sistem de etansare nou (o problema permanenta la vechiul avion);

-verinul jambei principale era reproiectat, asa ca nu mai existau restrictii la escamotarea trenului (o alta problema a vechiului avion), in functie de viteza si unghi de incidenta;

-se introducea un sistem electric al comenzilor de zbor, FBW (Fly-by-Wire);

-se instala sistemul HOTAS, asemanator celui de pe LANCER;

-capacitatea rezervorului suplimentar era marita de la 800 la 1000 de litri, iar rezervoarele interne de combustibil ar fi fost marite, ceea ce ar fi dus la o durata maxima a zborului de 4 ore si 28 de minute, aeronava putand ajunge la 2496 km distanta;

-sistemul de navigatie ar fi cuprins: receptor NAVGPS; ILS/MARKER; VOR/DME/ADF; radioaltimetru; INS; centrala de date de aer; sistem de afisare electronic (EFIS); inregistrator de zbor; HUD. Toate aceste echipamente ultramoderne ar fi permis pilotarea avionului independent de statiile de navigatie de la sol (ceea ce la vechiul avion nu era posibil), ziua si noaptea, in orice conditii meteo;

6

-sistemul de armament ar fi cuprins: HUD (vizor electro-optic); UFCP –tablou de comanda frontal; HFD –display multifunctional; sistem video; camera video; inregistrator video; telemetru laser; receptor avertizare radar (RWR); sistem de bruiaj pasiv, prin lansari de dipoli si capcane termice. HUD functiona in patru moduri: navigatie (NAV), aer-aer (A-A); aer-sol (A-S); interceptare (INT), reducand foarte mult incarcarea de lupta/misiune a pilotului. In modul A-A se afisau informatii in zbor si linia calculata a punctelor de impact a proiectilelor (HOT LINE), iar in modul de tragere A-S, se afisau informatii in zbor si punctul de impact calculat (pilotul lumineaza tinta cu telemetrul laser, dupa care procesul de stabilire a distantei, traiectoriei si momentul de lansare, este realizat de calculator, lansarea bombelor facandu-se automat). Modulul INT permitea instalarea unui sistem de simulare a tintelor aeriene;

-sistemul de armament original ar fi fost mentinut, dar noul avion ar fi dispus si de noi sisteme, precum: grinzile de acrosare rachete A-A la varf de plan pentru rachete dirijate RS-3US, A-91, KN-13, R-60; dotarea avionului cu lansator PRND 32×57 mm si 3×122 mm; introducerea lansatorului de mine antipersonal SEBAV (de conceptie si productie romaneasca); sistem de dirijare laser introdus pe bombele de 250/500/1000 daN (transformandu-le cu costuri reduse in munitie inteligenta);

-remotorizarea avionului cu VIPER -680 cu PC, doua motoare, care ar fi dezvoltat impreuna 40,2 KN in regim de functionare normal si 52,4 KN in regim de postcombustie. Remotorizarea s-ar fi facut cu costuri reduse, Turbomecanica realizand o varianta foarte fiabila a motorului VIPER-633 aflat in exploatare. Remotorizarea ar fi permis imbunatatirea performantelor avionului in ceea ce priveste: viteza, viteza ascensionala, imbunatatirea raportului greutate-tractiune, scurtarea rulajului la decolare, micsorarea vitezelor minime impuse.

Avionul a fost dezvoltat in doua variante IAR 93 si IAR 93B, avand si subvariante cu dubla comanda. Diferenta consta in faptul ca IAR 93B urma sa aiba motoare cu tractiune sporita prin post combustie. 

IAR 93

IAR 93B

7

In Romania avionul a fost scos din fabricatie si din serviciul operational. In Serbia, inca mai este operational in serviciul Fortelor Aeriene.

8

2. Caseta tehnică – pentru modelul IAR 93

CAPACITATE

Configuratie standard 1 pilot / 2 piloti

PERFORMANTE

Viteza maxima 1130 km/h la 0 m

Viteza de croaziera 730 km/h la 7000 m

Viteza de ascensiune 34 m/s fara postcombustie

66 m/s cu postcombustie

Plafon 13000 m

Distanta de decolare 1100 m cu trecere peste obstacol de 15 m

Distanta de aterizare 1650 m cu trecere peste obstacol de 15 m

MOTOARE 2 x Rolls-Royce Viper MK 632-41 cu postcombustie

Putere 17,8 kN

MASE

Gol echipat 6150 kg

Decolare maxima standard 10326 kg

DIMENSIUNI

Anvergura aripii 9,63 m

Lungime totala 14,88 m

Inaltime 4,45 m

Suprafata portanta 26 m2

9

3. Avionul în trei vederi

10

11

4. Descriere tehnică a subansamblelor principale: Structură (A - F - AO - AV) - Sistem de propulsie - Tren de aterizare - Instalaţii şi echipamente

Construcţia avionului IAR-93 era în întregime metalică, cu aripă şi ampenaje în săgeată şi stabilizator comandat. Fuselajul era de tip semicocă, împărţit în trei secţiuni, şi anume fuselaj anterior, central şi posterior (demontabil). Din punct de vedere al exploatării, fuselajul anterior şi central formau un ansamblu rigid cu o joncţiune tehnologică nedemontabilă la cadrul 16, denumit fuselaj principal. Joncţiunea demontabilă dintre fuselajul principal, cuprins între cadrele 1 şi 33, şi fuselajul posterior, cuprins între cadrele 34 şi 47, are loc la cadrul 34, prin această soluţie tehnologică asigurându-se accesul la operaţiuni de mentenanţă a motoarelor, inclusiv demontarea şi montarea lor, precum şi accesul la rezervorul de combustibil nr. 7 şi agregatele hidraulice de la cadrele 40-42.

Pentru accesul la aparatură şi agregate, pe fuselajul principal şi cel posterior, precum şi pe suprafaţa aripilor, erau practicate un număr de peste 100 decupări în panourile de înveliş (capace de vizitare) ce asigurau exploatarea şi întreţinerea uşoară a avionului în ansamblul său, a motoarelor şi a echipamentelor.

12

Fuselajul anterior (dispus între cadrele 1 şi 16) conţinea următoarele elemente:

- tubul Pitot şi conductele lui (poziţionat în bot), aparatura electrică şi electronică, buteliile de oxigen, precum şi alte elemente, dispuse între cadrele 1 şi 9, în partea de sus a fuselajului;

- în partea de jos a fuselajului anterior, între cadrele 3 şi 9, spaţiul era rezervat montării şi escamotării jambei de bot a trenului de aterizare, jambă dotată cu o roată tip Dunlop tubeless (fără cameră) de dimensiuni 450 x 190 ce se escamota în locaşul ei spre înainte, precum şi pentru instalaţiile hidraulice şi electrice aferente acesteia;

- dispusă între cadrele 9 şi 14, în partea de sus, era cabina presurizată cu postul de pilotaj, cabină ce oferea o vizibilitate periferică bună şi care era dotată cu aparatură modernă de navigaţie şi control al zborului, precum şi cu mijloace de salvare de ultimă generaţie (iniţial, scaunul de catapultare englezesc tip Martin-Baker Mk. RU-10J, apoi scaunul de concepţie românească Aerofina SC.HV.-0, scaun ce permitea catapultarea prin cupolă la viteză şi înălţime zero). Cabina dispunea de o cupolă articulată lateral dreapta, ce se deschidea manual, în timp ce o mică parte dintre cele 86 bucăţi construite erau dotate cu o cupolă cu acţionare hidraulică, ce se ridica spre în sus – aparatele cu numerele de bord 150 – 159;

- în partea de jos, tot între cadrele 9 şi 14, se găsea poziţionat un compartiment destinat aparaturii electrice, compartiment prevăzut cu capace şi trape de vizitare;

- între cadrele 14 şi 16, în partea de sus, se găsea instalaţia de climatizare şi trecerea comenzilor în coama fuselajului;

- lateral, în spatele cabinei, începând cu cadrul 14, se aflau dispuse cele două difuzoare de admisie a aerului în cele două motoare turboreactoare, amplasate simetric faţă de planul

13

vertical de simetrie, având secţiune variabilă – dreptunghiulară la intrare şi circulară la ieşire, respectiv intrare în motor.  

Datorită construcţiei jambei de bot, precum şi din alte considerente spaţiale, fuselajul anterior nu adăpostea un radiolocator de bord.

Fuselajul central, dispus între cadrele 16 şi 33, conţinea următoarele elemente:

- rezervoarele principale de combustibil din fuselajul principal (central) se găseau plasate între cadrele 16 şi 30;

- cele două frâne aerodinamice ventrale de tip suprafaţă perforată (perfored door-type) acţionate hidraulic, poziţionate între cadrele 16 şi 19;

- armamentul artileristic fix, alcătuit din două tunuri jumelate Griazev-Şipunov GŞ-23L, cu o unitate de foc de 200 proiectile de calibru 23 mm per tun, erau montate în lateralele fuselajului central, între cadrele 16 şi 19;

- între cadrele 22 şi 29, se găseau amenajate nişele jambelor trenului de aterizare principal, jambe dotate cu roţi duble tip Dunlop tubeless de dimensiuni 615 x 225 împreună cu instalaţiile hidraulice şi electronice de escamotare a lor.

În plus, fuselajul central asigura şi conexiunea cu aripile ce se montau în planul superior al lui (aripi tip parasol).

Fuselajul posterior (dispus între cadrele 34 şi 47) conţinea compartimentele celor două motoare, precum şi cele două motoare turboreactoare de tipul Turbomecanica VIPER 632-41 fără postcombustie (variantele de preserie I şi II şi serie MB) sau VIPER 633-47 cu postcombustie (varianta B, de serie) cu tuburile prelungitoare ale lor, dispuse între cadrele 30 şi 47, pe fuselajul posterior montându-se ampenajele şi containerul paraşutei de frânare. Rezervorul de combustibil nr. 7 era plasat între cadrele 35 şi 40, sub carenajele parafoc ale tuburilor prelungitoare ale celor două motoare, în timp ce fixarea ampenajului vertical se realiza la cadrele 40-45.

14

Ampenajul orizontal avea rol de stabilizator comandat, axul său montându-se pe fuselajul posterior în două lagăre cu rulmenţi, lagărul interior fiind fixat pe cadrul 42, iar lagărul exterior pe cadrul 43. Pentru scurtarea rulajului la aterizare, avionul IAR-93 a fost prevăzut cu o paraşută de frânare ce era instalată într-un container fixat la structura fuselajului anterior, în partea terminală a lui, între cadrele 46 şi 47.

Aripile trapezoidale, cu unghi diedru negativ de 3° 30’, erau poziţionate sus (parasol), montate deasupra prizelor de aer, ele găzduind (printre altele) rezervoare integrate de combustibil. Structura aripii era integral metalică, compusă din două lonjeroane, lise, nervuri şi panouri de înveliş. Concepţia structurii aripii asigura montarea în spaţiile special amenajate a tuturor agregatelor, echipamentelor şi instalaţiilor aferente acesteia, precum şi a celor două rezervoare de combustibil, confecţionate din cauciuc. Aripile IAR-ului 93 erau mecanizate prin echiparea cu dispozitive de hipersustentaţie compuse din flapsuri şi voleţi de bord de atac. Voleţii erau dispuşi pe o lungime de circa 5 metri pe bordul de atac al fiecărui semiplan, în timp ce flapsul (de tip Fowler) se găsea dispus între eleron şi fuselaj.

Ampenajul orizontal, integral mobil şi dotat cu contragreutăţi antiflutter, era poziţionat median pentru un efect maxim. Din punct de vedere constructiv, a fost conceput ca o structură metalică clasică, compusă din lonjeroane, nervuri, lise şi panouri de înveliş.

Ampenajul vertical era, de asemenea, o structură clasică, fiind fixat la structura fuselajului posterior în două puncte principale.  

Trenul de aterizare, foarte robust, similar avionului Sepecat Jaguar, se escamota în fuselaj, jamba de bot dotată cu o singură roata spre înainte, în fuselajul anterior, iar jambele principale, dotate cu roţi duble, în lateral-faţă, în locaşurile din fuselajul central.

15

Motorizarea era asigurată de două motoare turboreactoare tip Turbomecanica VIPER 632-41 fără postcombustie, montate pe variantele de preserie I şi II şi serie MB (denumire ce desemna varianta evoluată a IAR-ului 93 A, dar dotată cu „Motor de Bază” – „MB”), cu o tracţiune de 1814 kgf, sau VIPER 633-47 cu postcombustie, motorizare întâlnită pe varianta B, de serie şi destinată exportului, care avea o tracţiune de 2270 kgf. Grupul turbomotor era montat în fuselajul posterior, fuselaj demontabil prin intermediul unui suport special pe roţi (denumit cărucior de fuselaj posterior), pentru a permite mentenenţa şi, mai ales, schimbarea motoarelor atunci când situaţia o impunea.

Armamentul cu care era dotat avionul subsonic de vânătoare-bombardament IAR-93 era compus din două tunuri jumelate Griazev-Şipunov GS-23L, cu o unitate de foc de 200 proiectile de calibru 23 mm fiecare, tunuri ce erau montate în partea de jos a fuselajului central, sub prizele de aer şi în faţa nişelor trenului de aterizare principal. În plus, IAR-ul 93 dispunea de cinci puncte de acroşare, unul ventral, sub fuselajul central, şi câte două pe fiecare aripă, grinzi de armament pe care se putea monta un total de 2500 kilograme încărcătură ofensivă alcătuită din bombe de diferite greutăţi, rachete aer-aer şi aer-sol, blocuri de proiectile reactive nedirijate (PRND), containere de recunoaştere, etc.

16

Destinat misiunilor de vânătoare-bombardament şi atac la sol, avionul IAR-93 era proiectat pentru a opera în domeniul vitezelor superior subsonice, dispunând de o construcţie optimizată pentru acest tip de regim de zbor. Era conceput şi dotat cu echipament corespunzător pentru interceptarea ţintelor aeriene subsonice la înălţimi mici, pentru recunoaştere şi fotografiere aerienă. Dotarea cu aparatură modernă şi instalaţii radioelectrice de vârf îi permiteau operarea în orice condiţii meteorologice, atât ziua cât şi noaptea. Pentru îndeplinirea misiunilor de luptă, avionul IAR-93 putea acţiona de pe piste de categoria a doua, sumar amenajate.

17

5. Devizul de greutăţi şi epura de centraj

Stabilirea greutăţii unei aeronave respectiv a componentelor sale ca şi repartiţia acestora pe avion sunt esenţiale pentru un proiect nou întrucât aceste date se reflectă în toate evaluările ulterioare care privesc performanţele ca şi proiectul de detaliu al avionului.

Pentru faza de anteproiect se recurge de regulă la estimări. Două proceduri pot fi menţionate în această ordine de idei:

– Primul procedeu este pur statistic şi constă din valorificarea experienţei de construcţie anterioare. Această cale, de altfel foarte comodă, are dezavantajul că introduce un anume grad de aproximare sau nesiguranţă în selectarea valorilor unor parametri - fapt de altfel de aşteptat de la un asemenea procedeu... Statistici "individualizate" pe categorii mai restrânse de avioane pot conduce totuşi la rezultate de încredere.

– Al doilea procedeu, (semi-)analitic, încearcă să evalueze greutăţile - cel puţin pentru subansamblele principale (aripă, fuzelaj, ampenaje) - pe baza unor calcule de rezistenţă elementare pornind de la parametri geometrici deja fixaţi şi aplicând criterii de proiectare de ordin general.

Procedeul are desigur limite evidente... După cum se ştie din Rezistenţa materialelor, singurele corpuri care pot fi reprezentate prin formule simple de verificare/dimensionare sunt barele; avionul este însă o structură complexă şi reducerea acesteia la un model simplu de tip bară este, totuşi, forţată. Pe de altă parte, o operaţie de dimensionare permite doar definirea elementelor primare de rezistenţă ca structură "optimă"; pentru evaluarea "restului" structurii, într-un asemenea procedeu se introduc diverşi factori de corecţie pentru structura "neoptimă" respectiv pentru structura "secundară", ceea ce lasă locul unor aproximări inevitabile.

O literatură destul de bogată există în legatură cu subiectul "gravimetrie preliminară". Aici se vor da unele principii ilustrative...

După [Sechler], în evaluarea greutăţii componentelor majore ale avionului se porneşte, oarecum natural, de la doi parametri prestabiliţi; aceştia sunt Gmax (asimilat cu "design gross weight") respectiv Gu (greutatea "operaţională").

Gmax= 10326 * 9,81= 101298,06 N

Gu/Gmax= 25...40% => Gu=40519,224 N

Tabelul urmator dă o privire informativă asupra distribuţiei de greutăţi ca fracţiune din greutatea maximă de proiectare pentru categoria avioane de transport:

18

Estimarea greutăţii subansamblelor avionului ca fracţiune din Gmax - după procedura amintită mai sus - implică aproximări evidente: pe de o parte însăşi valoarea de referinţă "de start" Gmax este de fapt incertă, iar pe de altă parte, statisticile "globale" ca acelea din tabela 2 dau valori într-un domeniu destul de larg şi sunt prin urmare nesigure.

A. GREUTĂŢI: ESTIMARE "GROSIERĂ"

Pentru subansamblele principale ale avionului se alege drept "dimensiune" caracteristică un parametru geometric reprezentativ: o suprafaţă de referinţă pentru aripă, ampenaje şi fuzelaj, respectiv fracţiunea din Gmax pentru "restul" avionului.

19

Spre ilustrare, în tabloul 3 se dau datele statistice pentru avioane "în general" ca şi pentru două categorii de aparate distincte: avioane de vânătoare respectiv avioane de transport şi bombardiere. Factorii indicaţi dau, prin multiplicare cu valoarea curentă a parametrului de referinţă, chiar greutatea estimată a subansamblului în cauză (în unităţi fizice).

În ultima coloană se indică totodată poziţia CG al elementului respectiv în raport cu un sistem propriu - valorile sunt necesare pentru alcătuirea "centrajului" avionului.

Mai sus, suprafeţele de referinţă au următoarele definiţii :

- S exposed planform înseamnă suprafaţa (trapezoidală) convenţională a aripii / ampenajului orizontal / vertical din afara fuzelajului (ceea ce în altă parte am denumit aripă redusă);

Sep= 26 m2

- S wetted area (suprafaţă "udată") înseamnă aria laterală totală (de jur împrejurul fuzelajului) expusă curentului de aer.

Swa≃34 m2

„obiect” Greutate [daN]Aripa 45*26= 1170Ampenaj orizontal 20*26= 520Ampenaj vertical 26,5*26= 689Fuselaj 24*34= 816Tren de aterizare 0,033*10326= 340,758Motor instalat 385,71„All-else empty” 0,17*10326= 1755,42

20

B. GREUTĂŢI: ESTIMARE "DETALIATĂ" - FORMULE DE CALCUL

Pentru subansamblele principale ca şi pentru elemente "de detaliu" ale avionului, pot fi construite - pe aceleaşi baze statistice amintite - modele de calcul oricât de elaborate. Ideea este de a realiza o prelucrare statistică "multidimensională" a datelor existente, ceea ce conduce natural la construirea, prin regresie, a unor formule de calcul în funcţie de parametri (geometrici) caracteristici.

Mai jos se dau, după [Raymer] deja citat, formule explicite pentru componentele majore, pe categorii de avioane... Mai departe, alcătuirea detaliată a unui deviz de greutăţi pentru un avion trebuie să includă, pentru componentele "curente" - de exemplu motoare, amenajări, armament, etc. - valorile reale, "de catalog" ale acestora.

Waripa= 692,5 lbs

Wampenajorizontal= 241,1 lbs

Wampenajvertical= 97,3 lbs

Wfuselaj= 1231,5 lbs

Wtrendeaterizareprincipal= 321,6 lbs

Wtrendeaterizarefrontal= 173,5 lbs

C. MOMENTE DE INERŢIE ALE AVIONULUI

Formule de evaluare preliminară (cf. [Grosu - Calculul şi Construcţia Avionului...]) - unităţi SI, axe "româneşti" (x - ruliu; y - tangaj; z - giraţie) - [GAV - greutatea avionului; (2b) - anvergura aripii; L, H - dimensiunile "de gabarit" ale avionului]:

21

Jx= 33731,668 m2*kg

Jy= 131178,71 m2*kg

Jz= 125366,65 m2*kg

22

6. Evaluări aerodinamice

A. Sistem de referinta “Gross Wing”

Prin conventie consideram aripa “completa” de la o extremitate la cealalta (conceptul “gross wing”). Deci suprafata de referinta a acesteia va cuprinde planurile si partea fictiva din fuzelaj ce le conecteaza.

In cazul aripilor de alungire relativ mica, unele metode de calcul din aerodinamica impun considerarea planurilor extremale (“net wing”). In acest caz, caracteristicile aripii rezulta din interactiunea aripa-fuzelaj.

Vom introduce in continuare un sistem de referinta propriu al aripii Oxyz astfel: axa Ox orientata dupa coarda profilului din planul de simetrie, cu originea in varful aripii si axa Oz perpendiculara pe prima etc.

Introducem de asemenea si o linie de referinta proprie a aripii – prin conventie linia 25% CMA si presupunem ca torsiunea aripii e definita in raport cu aceasta linie.

23

B. Geometrie generala

Aripa este descrisa de urmatorii parametri generali:

-Conturul aripii – se refera la aripa in planul xOy

-Anvergura aripii (2b= 14.88m), C0=2,5 m, Ce=1,3 m (anume coarda in planul de simetrie si respectiv coarda la extremitate).

-Unghiul de sageata (χ = 6o35’) – unghiul dintre proiectia liniei sfert de coarda si axa Oy.

-Unghiul diedru (δ=30o) – unghiul dintre proiectia liniei “sfert de coarda” in planul yOz si axa Oy.

C. Parametri generali

Suprafata aripii – definita geometric prin urmatoarea formula, in care C(y) este distributia de corzi in anvergura:

S=∫−b

b

C ( y ) · dy=2∫0

b

C ( y ) · dy=26 m ²

Raportul de trapezoiditate:

r=C 0Ce

=1,92

Alungirea, definita ca raportul dintre patratul anvergurii si suprafata aripii:

λ=(2 b) ²

S=8,51 m

D. Parametri derivati

Coarda medie geometrica este coarda unei aripi dreptunghiulare avand aceeasi anvergura si suprafata ca aceasta (geometric echivalenta):

CMG= S2 b

=1,75m

Cu aceasta, alungirea se mai scrie:

λ= 2bCMG

= 8,5 m

24

Aripa echivalenta, coarda medie aerodinamica. Fortele aerodinamice de pe aripa razulta din distributia de presiuni; in particular, aceste forte se pot reprezenta prin coeficientii locali de portanta/rezistenta/moment pe sectiunile (profilele) aripii. Pentru aerodinamica generala a avionului e important sa se dispuna de o reprezentare sintetica a intregii aripi. In acest sens definim aripa aerodinamic echivalenta, drept o aripa dreapta netorsionata, de aceeasi suprafata ca si aripa data. Pe aceasta avem formulele:

P= ρ2

SV ² ·Cza

R= ρ2

SV ² · Cxa

M= ρ2

SV ² ·CMA ·Cma

De aici vom avea:

CMA=2∫

0

b

C ²( y )· dy

S

Pozitia acesteia in anvergura e determinata (grafic) de valoarea coardei insasi, si analitic se calculeaza cu formula:

y= 2S∫0

b

C ( y ) · y·dy

Focarul aripii se defineste analog cu focarul unui profil: este un punct din planul xOz in raport cu care coeficientul de moment al aripii este constant cu incidenta aripii pana la valoarea CZmax in regim subcritic. Prin urmare, momentul se scrie:

M= ρ2

SV ² ·CMA ·Cma0

Pentru aripi cu sageata moderata, focarul unei semiaripi poate fi identificat cu buna aproximatie cu sfertul de coarda al CMA corespunzatoare.

Pentru o aripa trapezoidala, coordonatele F se calculeaza dupa formulele:

x=14

C 0+2 tanχ [0.25]

S∫0

b

C ( y ) · y·dy

z=2 tanχ [0.25]

S∫

0

b

C ( y ) · y·dy

25

Focarul general al aripii coincide cu proiectia focarului oricarui semiplan pe planul de simetrie al avionului xOz.

E. Aripi simplu trapezoidale – formule de calcul

In acest caz, se pot stabili formule de calcul simple in care apare doar raportul de trapezoiditate:

CMG=C 0r+12 r

= 1,901 m

CMA=23

C 0r ²+r+1r (r+1)

= 1,96 m

F si CMA se pot determina printr-un procedeu grafic simplu.

Adesea cautam unghiul “de sageata” la bordul de atac/fuga sau la o linie oarecare. Cu procedee geometrice elementare se stabileste urmatoarea formula de trecere de la linia definita de o abscisa a1[%]·C(y) la o alta a2[%]·C(y):

26

tan(¿ χ 2)=tan ( χ 1 )+ 4 (r−1 )λ (r+1 )

(a 1−a2)¿

27

7. DIAGRAMA DE RAFALA SI DIAGRAMA DE MANEVRA

Consideram avionul într-o evoluţie simetrică în plan vertical ( resursă). Situaţia corespunde unui caz de calcul generic din DM. Curentul general:V∞=V ; incidenţa avionului αav definită faţă axa x a avionului .

Aripa se reprezinta prin aripa echivalentă [S, CMA, Fa]. Calculul aripii (incidenţa de montaj) αc se defineşte în raport cu axa x a avionului. Deci, incidenţa efectivă a aripii în cazul de calcul considerat este :

αa=αav+αc

Poziţia focarului general al aripii în raport cu sistemul avion este descrisă prin coordonatele(xF,zF). Forţele aerodinamice rezultante pe aripă:

Pa= ρ2

V 2∗S∗Cza

Ra= ρ2

V 2∗S∗Cxa

MFa= ρ2

V 2∗S∗CMA∗CmFa

Forţele aerodinamice pe fuzelaj printr-un sistem de forţe redus la un focar propriu Ff

Pf = ρ2

V 2∗S∗Czf

Rf = ρ2

V 2∗S∗Cxf

MFf = ρ2

V 2∗S∗CMA∗CmFf

Pentru reprezentarea fenomenelor de interferenţă aripă-fuzelaj, se introduce conceptul de sistem aripă-fuzelaj cu punct de reducere focar aripă fuzelaj Faf :

Paf = ρ2

V 2∗S∗Czaf

Raf = ρ2

V 2∗S∗Cxaf

MFaf = ρ2

V 2∗S∗CMA∗CmFaf

Ampenajul orizontal:

V0= viteza efectivă în dreptul AOPentru simplificare, putem considera (în modul!)V0=k*V (k<1)V 0 V

Deflecţia curentului în dreptul AO se datorează pe de o parte aripii însăşi (fizic se explică prin componenta w - viteza indusă de aripă), iar pe de altă parte, sistemului de propulsive:ε=εa+εt

28

La fel ca la aripă, măsurăm incidenţa ampenajului orizontal în raport cu axa sa de portanţă nulă apno. Ampenajul orizontal este construit de regulă cu un profil simetric, şi prin urmare

apno este chiar coarda acestuia.

Ampenajul poate avea un unghi de calaj propriu αco. Deci, incidenţa efectivă a ampenajului orizontal este:

aao=α av+αco−ε a

Forţele pe AO depend si de de bracajul (de profundor), βo:

Pao=ρ2

V 2∗Sao∗Czao(α ao , β0)

Rao=ρ2

V 2∗Sao∗Cxao(αao , β0)

MFao=ρ2

V 2∗Sao∗CMAao∗CmFao(α ao , β0)

Presupunem dependenţe liniare ale coeficienţilor de portanţă ai aripii (sistemului aripă-fuzelaj) şi ampenajului orizontal de incidenţe respectiv bracajul de profundor:

Cza=Czaα(α AV +α C)

Czao=Czaoα (α AV+αCo−εa )+Czao

β0∗β0

Bracajul se consideră pozitiv "în jos" ceea ce corespunde unei creşteri de portanţă ("în sus") pe ampenaj.

Czao=Czaoα [(1−d εa

dα )∗α AV+αco−d εa

dα∗α co]+Czao

β 0∗β0

Coeficientul general de portanţă al avionului:

Cz AV=Cza+Cz fSfS

+CzaoSoS

+…

BILANTUL GENERAL DE FORTE: Portanta totala (portanta avionului):

Pav=Pa+Pf+Pao+…=Paf+Pao+… Rezistenta totala (rezistenta avionului):

Rav=Ra+Rf+Rao+…=Raf+Rao+… Coeficientii aerodinamici corespnzatori:

Cz AV=P AV

ρ2∗V 2∗S

=Cza+Cz fSfS

+CzaoSoS

+…

CxA V=R AV

ρ2∗V 2∗S

=Cxa+Cx fSfS

+CxaoSoS

+…

Cz AV=Cz AV (α AV , β0)CxAV=Cx AV (α AV , β0)

Momentul general in central de greutate:MCG AV=(−Pa∗X F+Ra∗zF+ MFa )+(…. )+(−Pao∗L0+Rao∗h0+MFoa )+(… )+ (…. )+(−T∗ht)Coeficientul de moment al avionului:

CMCG=M CGAV

ρ2∗V 2∗S∗CMA

29

REZULTATE: DATE DE START:

G, ρ, V, n, T(admisie)→βoe

VALORI DERIVATE: Deducem succesiv:1. Avion:

Cz AV=

n∗Gρ2∗V 2∗S

ω y=(n−1)∗g

V

Polara avionului→α AV ,Cx AV→n'=

T−RAV

G=

T− ρ2∗S∗V 2∗Cx AV

G2. Aripa:

aa=α AV+αc→ Polara aripii→Cza , Cxa ,CmFa ,

Pa= ρ2

V 2∗S∗Cza

Ra= ρ2

V 2∗S∗Cxa

MFa= ρ2

V 2∗S∗CMA∗CmFa

3. Ampenajul orizontal:aao=α av+αco ; β0→polara AO(β0)→Czao , Cxao , CmFao

Pao=ρ2

V 2∗Sao∗Czao(α ao , β0)

Rao=ρ2

V 2∗Sao∗Cxao(αao , β0)

MFao=ρ2

V 2∗Sao∗CMAao∗CmFao(α ao , β0)

AVIONUL IN RAFALA-DR-DEFINIREA PUNCTELOR Dinamica avionului in rafala:

Regim de bază: Se consideră avionul în zbor orizontal stabilizat corespunzând punctelor B', C1, D1 din diagrama de manevră (vitezele de calcul sunt V B

' , VC respectiv VD - în m/s).

Pentru uniformitate notăm cu indicele "0" parametrii de zbor în regimul de bază:ρ2

V 02∗S∗Cz AV

0 (α AV0 , β0 )=G

T− ρ2

V 02∗S∗Cx AV

0 (α AV0 , β0 )=n'∗G(n'=0 !)

ρ2

V 02∗S∗CMA∗CM CG

0 (α AV0 , β0 , Ct )=0

Se presupune ca din acesta conditie avionul intra intr-un camp ascendant sau descendent wG (s )s-distanta de penetrare, de tip puls de valoare nominal w0[m/s]

2 sG=25∗CMARezulta factorul de sarcina:

30

nr=1 ±ηr∗

ρ2∗S∗C z

α∗w0

GG=Gav(greutatea avionului)

ηr este factorul de atenuare∈rafala

wG (s )=12∗w0∗(1−cos

πsSG

)

2 sG=25∗CMA

ηr=0.88∗μ5.3+μ

………. M<1

ηr=μ1.03

6.95+μ1.03 ………. M >1

μ=

2∗GS

ρ∗CMA∗CzAVα ∗g

Bibliografie:

1. http://aripi-argintii.ro/aparatdezbor.php?p=31

2. http://rumaniamilitary.wordpress.com/2011/08/07/aripi-romanesti-vulturul-si-soimul/

3. http://pilotmagazin.ro/2010/11/i-a-r-93/

4. http://la-neamtu-tiganu.blogspot.com/2011/01/iar-93.html

5. http://www.incas.ro/index.php? option=com_content&view=article&id=135&Itemid=118

6. http://sketchup.google.com/3dwarehouse/details? mid=5a31b504a05ae211ed137f17a6d8e3c8&ct=mdrm

7. Materiale platforma cursuri

31