UNIVERSITATEA POLITEHNICA BUCUREŞTIFACULTATEA DE INGINERIE AEROSPAŢIALĂ

TEMA de CASĂ

la disciplina:

CONSTRUCŢIA STRUCTURILOR AEROSPAŢIALE

Avion de vanatoare rusesc Model SU –15

Titular curs: Student: Ş.l. ing. I. Predoiu Stratan Vasile

Grupa 935EIA

Coordonare tema: Ş.l. ing. I. Predoiu

2014 - 2015

CUPRINS

Să se studieze un avion de luptă- Model SU - 15-

Lucrarea va cuprinde:

Cap Descriere etape ObservaţiiTermen

de control

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

– [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 2) Avionul la Gmax ("nominal")– Evaluare momente de inerţie

Săpt. 11

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

Istoricul Avionului

Avioanele moderne ale Biroului de Design Suhoi,infiintat de catre Pavel Suhoi in 1939 si care mai poarta numele de Corporatia Sukhoi,sunt foarte cunoscute de catre toata lumea.Acestea sunt :Avioanele de vanatoare SU-27 si Avioanele de asalt SU-25,si bombardierul Su-24,care nu doar odata au fost prezentate la expozitii internationale .Avioanele mai vechi,proiectate de Corporatia Sukhoi sunt: Avioanele de vanatoare si bombardierele:Su-7,Su-17,Su-20 si Su-22 erau exportate in mai multe tari ale lumii.Avioanele de atac-interceptie Su-9,Su-11,Su-15 dimpotriva,ramaneau putin cunoscute doar unui mic public.Acestea se aflau doar in dotarea Uniunii Sovietice.

Nasterea avionului Su-15In raportul comisiei care conducea incercarile de zbor ale avionului Su-11(T-47) era evidentiat ca performantele de zbor ale avionului se inrautateau in comparative cu avionul Su-9.In raport se mentiona despre necesitatea modificarii avionului.Pe langa astea se mentiona necesitatea imbunatatirii performantelor radarului si a rachetelor:trebuia de marit raza de actiune a radarului dar si marirea rezistentei la perturbatii.Inca din 1959 apareau proiecte T-58,T-59,T-60,care reprezentau editii modificate ale Su-9 si Su-11.

In 1963 au inceput incercarile complexului de interceptare T-58-98(Su-15-58),care includea avionul T-58D(Su-15)cu radar de bord RP-15(Vultur-D58) si rachetele R-98R si R98T.La incercarile de zbor a participat maresalul E.Savitchii

Avionul i-a placut acestuia foarte mult ,datorita parerii lui in aprilie 1965 Su-15-98 a fost echipat cu armament ,iar un an mai tarziu a inceput productia in masa.

Su -15 a fost primul avion de vanatoare si interceptare al Uniunii sovietice care putea sa doboare tinte ce zburau intre 500-23000 m,si cu o viteza de la 500-2000 km/h.Modalitatea de atac a avionului era in felul urmator:Cand tinta era descoperita de radarul de sol RLS,sistemul calcula cea mai optima traiectorie a avionului astfel incat acesta sa interceptioneze tinta intr-un punct optim.In timpul zborului directia avionului era corectata prin radio.Astfel pilotul ajungea la inamic,si lua initiative in mainile sale.

T-58 cu armat cu rachete R-98

Primul Su-15

Inceputul productiei de serie a avionului Su-15 era amanata deoarece fabrica nr.153 din Novosibirsk era ocupata cu producerea in serie a avioanelor de vanatoare IAK-28P.Acest avion era la fel echipat cu radar ''Vultur-D’’si rachete R-98.Insa superioritatea avionului Su-15 era ramanea vizibila.De aceea IAK-28 a fost scos din productie ,iar productia a fostr indreptata spre Su-15.Primul exemplar de preproductie a survolat in martie 1966,iar in jumatatea a 2 a anului a inceput productia in serie.In 1967 primele Su-15 au intrat in proprietatea Armatei Sovietice.Chiar daca Su-15 a fost official aprobat spre inarmare,acesta la inceput era echipat cu rachete vechi R-8M-1.In perioada anilor 1965-1967 se efectuau incercari ale armamentului .In urma incercarilor s-a hotarat ca avionul trebuie sa fie echipat cu radarul modificat “Vultur-D58M” mult mai rezistent la perturbatii si cu rachete de tip R-98.Incepand cu a 11-a serie de productie ,Su-15a primit o noua aripa cu o suprafata marita si cu aerodinamica modificata .Noua aripa ar fi trebuit sa micsoreze viteza de decolare si de aterizare dar si sa pastreze rezistenta inductivein zbor.Aceasta a fost testata prima data in 1966 la avionul cu seria-015301dar si pe avionul T-58VD.Aceasta era prevazuta pentru avionul T-6 dar mai apoi s-a decis instalarea ei pe Su-15

Taifun in loc de VulturIn 1969 a inceput testarea avionului T-58T (Su-15T),care reprezenta un Su-15 foarte modificat.Pe avion a fost instalat un nou radar “Taifun” elaborate de inginerul

Su-15 Flagon D

F.Volkov si reprezenta varianta radarului RP-25(Tornada-A) proiectat pentru MIG-25P,si adaptat pentru Su-15. Instalarea pe Su-15T a motoarelor mai puternice P-13-300,a permis marirea performantelor.In anul 1970-1971 din cauza identificarii unor problem grave la radarul “Taifun” s-a decis inlocuirea acestuia cu noul model “Taifun-M” .Ultima modificare a avionului de vanatoare Su-15TM s-a produs pana in 1974,(in 1976 au fost lansate inca cateva Su-15UM-cu 2 locuri pentru instruire).

Su-15UM Flagon-C

In timpurile aparitiei Su-9,Su-11,Su-15 singura lor misiune era de a intercepta avioanele ce incalcau hotarele spatiului aerian .Insa in anii 70 a inceput renasterea luptelor prin manevre.De aceea in 1973 pe toatee avioanele Su-15 au fost instalate pe aripi rachete de clasa “Aer-Aer” R-60,dar si 2 arme gondole UPK-23-250 sub fuzelaj.In 1973 pe Avionul Su-15TM au fost instalate motoarele P-25-300,aceasta modificare a primit numele de Su-15bis.Postcombustia motorului ii permitea dezvoltarea unei forte de tractiune de 97.1kN in comparative cu 69,6 pe care o avea modificatia anterioara.Su-15bis a trecut toate testele dar tot nu a fost primit spre productie din cauza armamentului care nu era destul de efectiv in lupta cu avioanele ce zboara la altitudini mici.

Modificari pentru instruireIn anul 1969 a aparut prima modificare cu 2 locuri Su-15-U-58T,care in 1970 a fost recomandat de a fi produs in serie cu numele Su-15UT.Pentru a incapea cabina instructorului,fuzelajul a fost alungit cu 450 mm si a fost scoasa o parte din aparatura de bord.

Capacitatea rezervoarelor a ramas aceiasi.Su-15UT nu avea antenna de radiolocatie si nici armament deoarece era prevazut doar pentru instructaj de zborDe aceea a fost scos spre productie in anul 1976 Su-15UM,care spre deosebire de primu,desi avea tot doua locuri nu s-a redus din fuzelaj dar s-a redus din capacitatea rezervoarelor.Acesta la fel nu avea radiolocator insa putea sa duca rachete autoghidatede tip R-98MT si R-60.Incercarea de a monta radar de tip “Taifun-M” nu a reusit si de aceia au incetat perfectionarea lui.

Serviciul militar

Primele Su-15 au intrat in component grupelor armate in 1967,treptat inlocuind Su-9,Su-11 dar si IAK-28P.Producerea in serie a avionului a incetat in anul 1974. Au fost fabricate 1400 de .Pilotii iubeau aceste avioane datorita sigurantei dar si a manevrabilitatii usoare.Su-15 facea parte doar din flota uniunii sovietice pana in anii 70 ,pana cand a fost vanduta un mic grup Egiptului insa tot echipajul era sovietic.Acest avion a efectuat de 2 ori misiuni militare.In amble cazuri acesta a doborit avioane de pasageri.La 20 aprilie 1978 a doborat un Boeing 707 care avea cursa Paris-Canada astfel decedand 2 pasageri din 108.Iar in la 31 august 1983 a doborat un Boeing-747 cu cursa Canada-Corea in care au murit toti pasagerii si echipajul-269 oameni.La inceputul anilor 90 Su-15 erau scoase din folosinta intr-un temp accelerat.Acestea erau distruse treptat incepand cu 1993

Su-15TM echipat cu rachete R-98

Caseta tehnicaCaracteristici tehnice-Echipaj 1 pilot-Lungime 22.07 m-Anvergura aripii 8.62m -Inaltime 5 m -suprafata aripii 34.56 m2

-Sageata aripii 55°/45° -Masa avion gol 10220 kg -Masa normala de zbor 16520 kg -Masa maxima de zbor 17094 kg-Masa la aterizare 12060 kg-Volumul rezervoarelor 8675 l-Motoare 2 ×TRDF Р-11Ф2С-300-Tractiune maxima fara postcombustie 2×38.21 kN -Tractiune maxima cu postcombustie 2×60 kN Performante-Viteza maxima La sol 1200 km/h In aer(11000m) 2230 km/h-Viteza de zbor 1550 km/h-Viteza de decolare 370 km/h-Viteza la aterizare 285-295 km/h-Raza de lupta 725 km-Distanta practica de zbor 1550 km-Distanta maxima 1700 km- Plafon practice 18500 m-Viteza vertical 228 m/s-Incarcarea alara 397 kg/m2

-Distanta de decolare 1650 m-Distanta aterizare 950 mArmament-Rachete aer-aer-Rachete M8-Mitraliere UPK-23

2xR-98 22x250

AvionicaRadar Vultur-D58MSistem de inregistrare a parametrilor de zbor

CARPP-12V-1

Busola Radio Automata ARC-10Radioaltimetru RV-UMVitezometru КУСИ-2500

DESCRIERE TEHNICĂ A SUBANSAMBLELORCONSTRUCŢIA GENERALĂ A AVIONULUI

Supersonicul Su-15,cu un singur pilot are o structura metalica cu o aerodinamica normala.Metalele de baza folosite in constructia avionului sunt:Aliajele de aluminiu D16,V95 si AK4-1,un rand de unitati critice din Otel cromat si nichelat iar elementele din spatele avionului din cauza supunerii la temperaturi mari produse de motor,sunt proiectate din aliaje de Titan OT4.

Fuzelajul Fuzelajul are o constructie semi-monococa alcatuita din 3 parti :-Partea frontala -Partea de mijloc -Coada fuzelajului

Pentru a reduce din greutatea avionului,in structura acestuia este utilizata in scara larga aliaje de Titan Partea frontala a fuzelajului este obtinuta din metal integral cu constructia semi-monococa.Aceasta include domul radiotransparent,nisa trenului de aterizare frontal, cabina pilotului si rezervoare alternative de combustibil.Sistemele de admisie a aerului sunt echipate cu un sistem de regulare a debitului de aer ”UVD-58MIn coada avionului erau amplasate 2 motoare instalate paralel si 4 frane aerodinamice capabile sa se deschida la 50 grade. Partea de mijloc avea rolul de a usura lucrarile de mententanta sau schimbare a motoarelor.

Aripa

Aripa avionului este de tip Delta cu o anvergura de 8.6 m si o suprafata de 34,56 m2 ,avand unghiul de sageata de 60 de grade.Unghiul de incindenta este de 2 grade. Eleroanele se inclinau la 18 grade in sus si in jos .Pentru a mari forta portanta atat la decolare cat si la aterizare aripa a fost dotata cu flapsuri rotative UPS ,care aveau rolul de mari eficienta flapsurilor si de a impiedica formarea vartejurilor in bordul de fuga la actionarea acestora chiar si la 45 de grade.La inceput montarea sistemului UPS pe avioanele Su-15 nu se reusea si de aceea unghiul maxim de deschidere a flapusrilor era de 25 de grade. Pentru a micsora rezistenta inductiva si marirea performantelor de decolare-aterizare,incepand cu a 11-a serie de productie constructia aripii a suferit modificari :Suprafata a fost marita la 36.6 m2,anvergura a fost marita pana la 9.34 m,capetele aripii au fost indoite in jos cu 7 grade.In interiorul aripilor sunt amplasate rezervoarele de combustibil,nisele trenului de aterizare principal,reflectoarele de aterizare PRF-4,si antenele aparaturii radioelectronice SRZO-2.

Ampenajul vertical

Ampenajul vertical este unul de tip clasic,alcatuit din Deriva si Directie.Deriva este fixate in cadranele de forta a grinzii din coada.Unghiul de inclinare a derivei este de 55grade,avand grosimea relativa de 7%.In partea de sus a derivei se afla antena statiei radio,acoperita cu un capac din fibra de sticla,iar in partea de jos este montat un container in care se afla parasuta de franare cu o suprafata de 25m2

.Directia poate efectua o miscare de rotatie de 25 grade la stanga sau la dreapta. Controlul direcţiei se realizează printr-un bloc de cilindri hidraulici, montaţi în interiorul derivei .

Ampenaj orizontal

Ampenajul orizontal este reprezentat printr-un stabilizator, fiecare cu câte un profundor controlate cu sistemul de eletroghidaj şi constă din două console mobile executate dupa construcţia din lonjeroane şi grinzi înclinate având drept o axă de rotaţite dispunând rulmenţi în consolele ampenajului orizontal.Stabilizatorul are unghiul de sageata de 55 grade ,unghiul de incidenta de -6grade ,si grosimea relativa de 6%.Profundorul are anvergura de 5.464 m si poate devia intre +8 si -20 grade.

Tren de aterizare Trenul de aterizare al avionului de lupta Su-15 consta din trenul frontal si trenul principal.Trenul frontal era escamontat in nisa de sub fuselaj si era echipat cu un sistem de autoreglare a rotii de franare KT-61/3 cu dimensiunile de 660x200 mm ce putea sa vireze pana la 60 grade.Trenul principal se escamonta in nisele de sub aripi si avea rotile de franare obisnuite KT-117 cu dimensiunile de 880x230 mm.Escamontarea trenului de aterizare era indeplinita de o instalatie hidraulica.Franarea era efectuata de instalatia pneumatica.Trenul principal mai era echipat cu system de racire pe baza de apa si alcooletilic.Franele erau de tip disc cu elemente bimetalice sau metaloceramice.

Sistemul de propulsie

Sistemul de propulsive al Su-15 consta din doua motoare turboreactoare R-11F2S-300 sau R-11F2SU-300 la seriile mai noi.Puterea acestora era de 38,72 kN fara postcombustie si 60,6 kN cu postcombustie.R-11F2S-300 este un motor turboreactor simplu flux cu compressor in 6 trepte si turbine cu 2 trepte.Motoarele erau alimentate de 3 rezervoare din fuselaj si 2 rezervoare din aripa avand un volum total de 6860 litri, insa se mai atasau si doua rezervoare aditionale in care mai incapeau 1200 litri.Combustibilul folosit era kerosen T-1,T-2,TS-1 sau RT. Model Р-11Ф2C-300Tractiune in regim de postcompustie, kN 60.60 (7100)Consum specific 2.37Tractiune fara postcombustie ,kN 38.72(3950)Coeficientul de compresiune 8.90Temperatura gazelor inaintea turbinei 955Masa kg 1126Lungime ,m 4.600Диаметр входа, м 0.825Максимальный диаметр, м 0.906

Instalatii si echipamente

Avionul este echipat cu 4 instalatii hidraulice independente cu presiunea de lucru de 210-215 kg/m2.In pompele hidraulice era turnat ulei de aviatie G-10Doua pompe de presiune actionau partile de comanda a avionului iar celelalte doua actionau trenul de aterizare ,franele aerodinamice,antenele radio,prizele de admisie a aerului,ajutajuele motoarelor,si alte elemente mecanice. Instalatia pneumatica era alcatuita din 3 pompe pneumatice avand o presiune de lucru de 200 kg/m2.Acestea actionau escamontarea de avarie a trenului de aterizare,flapsurile si altele. Instalatia electrica functiona la o tensiune de lucru de 27 V current continuu si 115 V current alternative cu o frecventa de 400 Hz. Cabina pilotului era echipata cu aer conditionat care mentinea presiunea si temperatura.Aceasta mai era echipata si cu un sistem de ventilare . Echipamente:-Statie radio RSIU-5V(R-802V)-Radiolocator MRP-56P-Radiovitezometru RV-UM-RadioBusola ARK-10-GirOrizont AGD-1-Sistem de recunoastere SRZO-2M .-Sistemul de tintire compus dintr-un receptor de directionare a semnalelor ARL-S-Altimetru VDI-30-Vitezometru viteza adevarata KUSI-2500-Machmetru M-2.5Instalatie de inregistrare automata a parametrilor de zbor SARPP-12V-1,instalata pe avioanele Su-15 incepand cu a 11-a serie de productie ,asigura inregistrarea pe folie fotografica a 6 semnale analogice (Inaltime,viteza,factor de sarcina,miscarea stabilizatorului si turatiile motoarelor

Armament La bordul avionului este instalat un RADAR RP-25M (Orel-D58M)

-2 rachete Aer-Aer R-98 (275 mm diametru,3.93 m lungime,292 kg)

-1 racheta M8-rachete de raza mica R-60 (2.095 m lungime ,120mm diametru,43.5 kg)

-Mitraliere UPK-23-250 (250 gloante incarcatura)

4. Gravimetrie

Descrierea geometrică respectiv definirea masică a acestuia presupune un calcul de gravimetrie. Acest calcul este deosebit de important pentru stabilirea performanțelor avionului și pentru realizarea următoarelor calcule de aerodinamică și nu numai. Aceste calcule sunt reglementate de norme bine stabilite.

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.

În acest calcul de gravimetrie vom trata problema folosind mai multe metode de calcul.

Metoda statistică

În această metodă pur statistică se vor efectua calculele următoare plecând de la două greutăți deja cunoscute, Gmax și Gu (greutatea operațională). Această metodă este utilizată mai mult pentru avioane civile de transport, în cazul proiectului de față se face un calcul de gravimetrie folosind această metodă pentru a ne forma o idee în legătură cu greutățile avionului. În cazul de față aceste greutăți sunt:- Gmax=17094 kg;- Gu=16520 kg;- G0=10220 kg; - Gu/Gmax=96%.- G0/Gmax=59%.

Element Procentaj din Gmax [%] Greutate [daN]Aripa 17 2906

Fuzelaj 13 2222Ampenaj orizontal și vertical 2 341.8

Suprafete control 2 341Tren de aterizare principal 7 1197

Sistem combustibil si ungere 2.5 si 0.6 530Combustibil 28 4800Tren frontal 2.5 427

Motoare 14 2252Suprafețe de control 2 340

Echipamente 9 1538Greutatea pilotului - 85

Combustibil și ulei auxiliar - 30

Aripa

Ansamblu Avioane de vânătoare

Multiplicator Poziția aproximativă a CG (teoretic)

Aripa 45 Sexposed planform m2 40% din CMACanar 20 Sexposed planform m2 40% din CMA

Ampenaj vertical

26.5 Sexposed planform m2 40% din CMA

Fuzelaj 24 Swetted area m2 45% din lungime (15.96 m)

Tren de aterizare 0.045 Gmaxim daN

Motor 1.3 x 2 Greutatea motorului daN

Alte elemente 0.17 Gmaxim

daN45% din lungime (15.96 m)

- Sexposed platform reprezintă suprafața de referință a elementului de calculat, aripă, amepnaj vertical, canard;- Swetted areea reprezintă aria de jur imprejurul fuzelajului- CMA reprezintă coarda medie aerodinamică.

Se va calcula CMA și CMG pentru aripă, canard și ampenajul veritcal.Aripa

- suprafața aripii: S=34.56 m2;

- anvergura aripii: 2xb=8.62 m;

- coarda medie geometrică: CMG=

2 ∙∫0

b

C ( y )dy

2∙ b

- coarda medie aerodinamică: CMA=

2∙∫0

b

C ( y)2 dy

SPentru calcului celor două integrale de mai sus se va face următoarea discretizare pe

suprafața aripii:

x [m] C ( y ) [m] C ( y )2[m]0 0.300 0.09

0.431 1.046 1.0940.862 1.793 3.2141.293 2.539 6.4461.724 3.287 10.8042.155 4.032 16.2572.586 4.779 22.8383.017 5.525 30.5253.448 6.272 39.3373.879 7.018 49.254.31 7.76 60.21

CMA=4.009CMG=3.286

Ampenaj vertical

- suprafața ampenajului vertical: S=9.5 m2;- anvergura ampenajului vertical: b=3 m;

- coarda medie geometrică: CMG=

∫0

b

C ( y)dy

b

- coarda medie aerodinamică: CMA=

∫0

b

C( y )2 dy

SPentru calcului celor două integrale de mai sus se va face următoarea discretizare pe

suprafața aripii:

x [m] C ( y ) [m] C ( y )2[m]0 0.998 0.996

0.3 1.397 1.951

0.6 1.674 2.8040.9 1.969 3.8771.2 2.223 4.9441.5 2.481 6.1571.8 2.777 7.712.1 3.099 9.6062.4 3.279 10.7522.7 3.514 12.3463 3.717 13.814

Folosind metoda numerică de calculare a integralei, Simpson 1/3, obținem următoarele vaori pentru cele două integrale:

∫0

b

C ( y )dy=h3

∙¿;

∫0

b

C ( y )2dy=h3

∙¿;

CMG=6.9483

=2.316 m;

CMA=18.7619.5

=1.975 m.

Ansamblu Avioane de vânătoare

Multiplicator Greutate[daN]

Poziția aproximativă a

Poziția aproximativă a

CG (teoretic) CG (numeric)Aripa 45 34.56 m2 1555.5 40% din CMA 1.60 m

Ampenaj vertical

26.5 7.98 m2 210 40% din CMA 0.79 m

Fuzelaj 24 305 m2 7320 45% din lungime (22.07 m)

9.931 m

Tren de aterizare

0.045 28754 daN 1294

Motor 1.3 x 2 1015.335 daN 2927.6Alte elemente 0.17 22563 daN 3835.71

Momentele de inerție ale avionului

J x=k x2 ∙

GAV

g∙ (2∙ b )2;k x=0.1 …0.15

J x=0.1252 ∙17094 ∙ g

g∙ 8.622=19846.2 m4

J y=k y2 ∙

GAV

g∙ ( L+H )2 ;k x=0.18 …0.22

J y=0.22 ∙17094 ∙ g

g∙ (20.02+5 )2=428034.0 .m4

J z=k z2∙

GAV

g∙ (2∙ b+L )2 ;k x=0.1 …0.15

J z=0.1252 ∙17094 ∙ g

g∙ (8.62+20.02 )2=219083.5 m4

Diagrama de manevra si rafala Pentru construcția diagramei de manevră și de rafală a avionului trebuie să pornim de la următoarele valori de calcul:Tipul misiunilor îndeplinite de avion

Factorul de sarcină al avionului Greutatea maximă a muniției

Time for abrupt cockpit longitudinal control displacement

Condiții de încărcare nominale

Încărcat Condiții de încărcare maximă

Max [n1]

Min

[n2]

Min

[n3]

Max [n1]

Min

[n2]

Max [n1]

Min

[n2]

A,F,TF (supersonic)

6.5 -3.0 -1.0 4.0 -2.0 5.5 -2.0 0.2 s

Vom trata cazul in care n1=6.5, n2=-3 iar n3=-1 ,pentru C zmax=1.2Incarcarea alara a avionului ma=16520 kg;Inaltimea de calcul H=11000 m;- densitatea aerului la H=11000 m

ρ=ρ0∙ (1−2.26 ∙ 105 ∙ H )4.225=1.225 ∙(1−2.26 ∙ 10−5 ∙11000 )4.225=0.364kg

m3

- temperatura aerului la H=11000 m

T=T 0−6.5 ∙H

1000=288.15−6.5 ∙

110001000

=216.65 K ;

- viteza sunetului la temperatura T=216.65 K

a=√k ∙ R ∙T=√1.4 ∙287.15 ∙ 216.65=295.07;- coeficentul de portanță maximC zmax

+¿=1.2¿;- coeficentul de portanță minimC zmax

−¿=0.6 ∙Czmax+¿=0.72 ¿¿;Determinarea punctelor caracteristice ale diagramei de manevra

Punctul S-factorul de sarcina ns=1;-viteza V s

V s=√ 2 ∙Gρ ∙ S ∙ C zmax

+¿ =√ 2∙ 1652000.364 ∙34.56 ∙ 1.2

=147.9421 m /s¿;

-numarul Mach ,M s

M s=V s

a=

147.9421295.07

=0.5

Punctul A-factorul de sarcina na=n1=6.5;-viteza V A

V A=√ 2 ∙G ∙n1

ρ ∙ S ∙C zmax+¿ =√ 2 ∙165200 ∙ 6.5

0.364 ∙ 34.56 ∙1.2=377.1798 m /s ¿;

-numarul Mach, M A

M A=V A

a=

377.1798295.07 =1.27

Punctul B- factorul de sarcină nB=n1=6.5;- numărul Mach MB

M B=2.09;- viteza VB

V B=M B ∙ a=2.09∙ 295.07=616.6963 m /s;Punctul G- factorul de sarcină nG=0;

- numărul Mach MG

M G=2.09;- viteza VG

V G=M G∙ a=2.09 ∙295.07=616.6963 m /s;Punctul C- factorul de sarcină nC=n3=-1;- numărul Mach MC

M C=2.09;- viteza VC

V C=M C ∙ a=2.09 ∙ 295.07=616.6963 m /s;Punctul D

- factorul de sarcină nD=n2=-3;- numărul Mach MD

M D=1.45;- viteza VD

V D=M D ∙ a=1.45 ∙ 295.07=433.4447 m /sPunctul E- factorul de sarcină nE=n2=-3;- viteza E

V E=√ 2 ∙G ∙|n2|ρ∙ S ∙C zmax

−¿ =√ 2 ∙165200∙ 30.364 ∙ 34.56 ∙ 0.72

=330.8086 m /s¿;

- numărul Mach ME

M E=V E

a=330.8086

295.07=1.12

Punctul caracteristic

Factorul de sarcină n

Viteza [m/s] Numărul Mach

S 1 147.9421 0.5

A 6.5 377.1798 1.27

B 6.5 616.6963 2.09

G 0 616.6963 2.09

C -1 616.6963 2.09

D -3 433.4447 1.45

E -3 330.8086 1.12

Pentru realizarea diagramei de manevră în rafală este nevoie de reAlizarea umătoarelor calcule de aerodinamică de care este nevoie în determinarea punctelor caracteristice ale diagramei:

λ=(2∙ b )2

S=

(8.62)2

34.56=2.1500;

C zα|∞=2∙ π=6.2832

C zα|λ=C z

α|∞ λλ+2

=6.28322.1500

2.1500+2=3.255

Vom considera o rafală de tip „1+cos”

ηr=0.88 ∙ μ5.3+μ

CMA=S/2b=34.56/(8.62)=4.0092

μ= 2∙ G

ρ ∙ S ∙ C zα ∙ CMA ∙ g

= 2∙ 1652000.364 ∙34.56 ∙ 3.255∙ 4.0092∙ 9.81

=200.053

ηr=0.88 ∙205.155.3+205.15

=0.8578

nr=1+ηr ∙∆ nr|inst

∆ nr|inst=ρ ∙ S ∙ C z

α

2 ∙G∙ V ∙W 0

Punctul FPentru punctul F care se află la intersecția curbei C zmax

+¿¿ cu dreapta de W 0=20 m /s, trebuie rezilvată următoarea ecuație de gradul II.

W 0=20 m /s V0=Va

n=ρ ∙ S ∙C zmax

+¿

2∙ G∙V F

2 ¿

nr=1+ηr ∙ρ∙ S ∙C z

α

2 ∙G∙ V F ∙ 20

A=ρ ∙ S ∙C zmax

+¿

2∙ G¿

B=−ηr ∙ρ ∙ S ∙ C z

α

2 ∙ G∙ 20

C=−1nr=n → A ∙V F

2 +B ∙V F+C=0

V F12=−B ±√B2−4 ∙ A ∙C

2∙ A→ { V F 1=171.622 m /s

V F2=−125.107 m /s

- viteza în punctul FV F=171.622 m /s

- numărul Mach, MF

M F=V F

a=171.622

295.07=0.5816

- factorul de sarcină nF1

nF1= ρ∙S ∙C zmax

+¿

2 ∙ G∙V F 1

2 =0.364 ∙ 34.56 ∙1.2

2∙ 162061∙ 171.6222=1.3718¿

- factorul de sarcină nF2

nF2= ρ∙S ∙C zmax

−¿

2 ∙ G∙V F1

2 =0.364 ∙ 34.56 ∙0.72

2 ∙162061∙171.6222=0.8230¿

Punctul D' și D''- viteza D' și D''V D'=V D''=V D=443.5050 m / s;- numărul Mach M D' și M D''

M D '=M D' '=M D=1.45;- factorul de sarcină nD' și nD''

W 0=15 m /s

nD'=1+ηr ∙ρ∙ S ∙C z

α

2 ∙G∙ V D ' ∙15=1.704;

W 0=−15 m /s

nD' '=1+ηr ∙ρ ∙ S ∙C z

α

2∙ G∙V D' ' ∙(−15)=0.296.

Punctul G' și G''- viteza G' și G''V G'=V G ''=V G=616.6963 m /s;- numărul Mach M G' și M G''

M G'=M G' '=M G=2.09;- factorul de sarcină nG ' și nG ''

W 0=7.5 m /s

nG '=1+ηr ∙ρ ∙ S ∙ C z

α

2∙ G∙ V G' ∙7.5=1.501;

W 0=−7.5 m /s

nG ''=1+ηr ∙ρ∙ S ∙C z

α

2 ∙G∙V G' ' ∙(−7.5)=0.499.

Punctul caracteristic

Factorul de sarcină n

Viteza [m/s] Numărul Mach

S 1 147.9421 0.5

A 6.5 377.1798 1.27

B 6.5 616.6963 2.09

G 0 616.6963 2.09

C -1 616.6963 2.09

D -3 433.4447 1.45

E -3 330.8086 1.12

F' 1.3718 171.622 0.58

F'' 0.8230 171.622 0.58

D' 1.704 443.5050 1.45

D'' 0.296 443.5050 1.45

G' 1.501 616.6963 2.09

G'' 0.499 616.6963 2.09