ΣΧΕΔΙΑΣΜΟΣ ΚΑΙ ΜΕΛΕΤΗ ΑΕΡΟΔΥΝΑΜΙΚΗΣ ...

ΤΕΧΝΟΛΟΓΙΚΟ ΕΚΠΑΙΔΕΥΤΙΚΟ ΙΔΡΥΜΑ ΑΝΑΤΟΛΙΚΗΣ ΜΑΚΕΔΟΝΙΑΣ ΚΑΙ ΘΡΑΚΗΣ

ΣΧΟΛΗ: ΤΕΧΝΟΛΟΓΙΚΩΝ ΕΦΑΡΜΟΓΩΝ ΤΜΗΜΑ:ΜΗΧΑΝΟΛΟΓΙΑΣ

ΠΤΥΧΙΑΚΗ ΕΡΓΑΣΙΑ

ΣΧΕΔΙΑΣΜΟΣ ΚΑΙ ΜΕΛΕΤΗ ΑΕΡΟΔΥΝΑΜΙΚΗΣ ΣΥΜΠΕΡΙΦΟΡΑΣ ΜΟΝΤΕΛΟΥ ΥΠΟΗΧΗΤΙΚΟΥ ΑΕΡΟΣΚΑΦΟΥΣ

Σπουδαστής :

Βαμβακάς Ευάγγελος

Επιβλέπων Καθηγητής:

Κελεμένης Χρήστος

Καβάλα Νοέμβριος 2013

ΠΕΡΙΕΧΟΜΕΝΑ

ΕΙΣΑΓΩΓΗ

1.1 Περίληψη 1.2 Εισαγωγή 1.3 Θεωρία αεροδυναμικής 1.4 Αεροδυναμική πτήσεων – Η ατμόσφαιρα 1.5 Άνεμοι και στροβιλισμοί 1.6 Τα αεροδυναμικά χαρακτηριστικά του αεροπλάνου

1.6.1 Το αεροπλάνο 1.7 Επιλογή αεροπλάνου πειραματικής διαδικασίας

ΚΕΦΑΛΑΙΟ 1 ΡΕΥΣΤΑ 1.1 Ομαλή ροή – Το ρευστό

1.2 Η ροή

1.3 Ροή Ιδανικού ρευστού

1.4 Πραγματική ροή ρευστών

1.5 Υποηχητική ροή –αεροτομές και πτέρυγες

1.6 Διηχητική ροή

1.7 Υπερηχητική ροή

1.8 Φράγμα του Ήχου

ΚΕΦΑΛΑΙΟ 2 ΑΕΡΟΔΥΝΑΜΙΚΑ ΧΑΡΑΚΤΗΡΙΣΤΙΚΑ ΤΟΥ ΑΕΡΟΠΛΑΝΟΥ

2.1 Γενικά

2.2 Δυνάμεις και ροπές στο αεροπλάνο – Σύστημα αξόνων

2.3 Γεωμετρία της πτέρυγας

2.3.1 Κάτοψη πτέρυγας

2.3.2 Διατομή πτέρυγας

2.3.2.1 Γενικά

2.3.2.2 Τυποποίηση αεροτομών κατά ΝΑCΑ

2.3.2.3 Συστροφή πτέρυγας – Δίεδρη γωνία πτέρυγας

2.4 Είδη πτέρυγας

2.5 Γεωμετρία της ατράκτου

2.6 Γεωμετρία του ουραίου πτερώματος

ΚΕΦΑΛΑΙΟ 3 ΧΑΡΑΚΤΗΡΙΣΤΙΚΑ ΑΕΡΟΤΟΜΩΝ ΜΙΚΡΩΝ

ΤΑΧΥΤΗΤΩΝ

3.1 Γενικά

3.2 Αεροδυναμικές δυνάμεις και ροπές σε μια αεροτομή

3.3 Κατανομή πίεσης σε μια αεροτομή

3.4 Άντωση – Καμπύλη αντώσεως

3.5 Ολική οπισθέλκουσα του αεροπλάνου

3.6 Αεροδυναμικές λύσεις

3.7 Επιδόσεις αεροσκαφών

3.8 Κινήσεις αεροπλάνου

ΚΕΦΑΛΑΙΟ 4 ΑΠΩΛΕΙΑ ΣΤΗΡΙΞΗΣ

4.1 Γενικά

4.2 Χαρακτηριστικά απώλειας στηρίξεως

4.3 Η επίδραση του σχήματος της αεροτομής

4.4 Επιδράσεις της κατόψεως της πτέρυγας

4.5 Διατάξεις προλήψεως της απώλειας στηρίξεως

ΚΕΦΑΛΑΙΟ 5 ΕΠΙΛΟΓΗ ΠΡΟΓΡΑΜΜΑΤΟΣ ΣΧΕΔΙΑΣΗΣ

5.1 Computer-aided design (CAD) 5.2 Ιστορική ανάδρομη 5.3 Εφαρμογές και χρήσεις των προγραμμάτων 5.4 Οι τύποι των προγραμμάτων 5.5 Η τεχνολογία των προγραμμάτων σχεδιασμού

ΚΕΦΑΛΑΙΟ 6 ΔΙΑΔΙΚΑΣΙΑ ΕΚΤΥΠΩΣΗΣ 6.1 Γενικά 6.2 Τρισδιάστατη εκτύπωση 6.3 Η χρήση του τρισδιάστατου εκτυπωτή 6.4 Μοντέλα εκτυπωτών 6.5 Ο εκτυπωτής που χρησιμοποιήσαμε

6.5.1 Εκτύπωση

6.5.2 Το υλικό του μοντέλου και οι ιδιότητες του

ΚΕΦΑΛΑΙΟ 7ΥΠΟΗΧΗΤΙΚΗ ΑΕΡΟΔΥΝΑΜΙΚΗ ΣΗΡΑΓΓΑ(AF 100)

7.1 Γενικά 7.2 Τμήμα εργασίας 7.3 Έλεγχος και όργανα 7.3.1 Συνδεδεμένα όργανα και βοηθητικά μοντέλα

7.3.2 Έλεγχος και πίνακες οργάνων 7.74 Διαδικασία δοκιμών 7.4.1 Εκκίνηση 7.4.2 Διαδικασία

ΚΕΦΑΛΑΙΟ 8 ΥΛΟΠΟΙΗΣΗ ΠΕΙΡΑΜΑΤΙΚΗ ΔΙΑΔΙΚΑΣΙΑ 8.1 Γενικά 8.2 Διαδικασία κατασκευής βάσεων αεροπλάνου 8.3 Ευθυγράμμιση του μοντέλου στην αεροσήραγγα 8.4 Κατασκευή βάσης σταθεροποίησης σωλήνα pitot 8.5 Μετρήσεις 8.5.1 Κενή αεροσήραγγα

8.5.2 Σφαιρικό μοντέλο d=50 mm και σφαιρικό μοντέλο με ανώμαλη επιφάνεια d=50 mm (μπαλάκι του golf) μοντέλα (AF109)

8.5.3 Αεροτομή naca 0012 (300x152) μοντέλο AF(104) 8.5.4 Αεροπλάνο Boeing 767 σε κλίμακα 1:238 8.6 Χρήση της γεννήτριας καπνού 8.7 Συμπεράσματα

ΕΙΣΑΓΩΓΗ ΕΙΣΑΓΩΓΗ 1.1 ΠΕΡΙΛΗΨΗ

Είναι γεγονός ότι η αεροδυναμική έχει μπει στην καθημερινότητα μας,

και αυτό φαίνεται από τα μέσα μεταφοράς (αεροπλάνα, αυτοκίνητα κτλ.) που χρησιμοποιούν οι άνθρωποι, ακόμη και από τον τρόπο-σχήμα κατασκευής των σπιτιών τους. Αυτό έδωσε και σε μας κίνητρο να ασχοληθούμε με έναν κλάδο της αεροδυναμικής. Επίσης μεγάλο ενδιαφέρον βρήκαμε, στο γεγονός ότι ένα μοντέλο σε μικρότερη κλίμακα (μέσα σε ένα πειραματικό εργαστήριο) θα είχε την ίδια συμπεριφορά με το πραγματικό μοντέλο σε παρόμοιες πειραματικές δοκιμές.

Παρακάτω εκτός από την κατασκευαστική και πειραματική μελέτη που θα κάνουμε θα αναλύσουμε την θεωρία της αεροδυναμικής καθώς και μερικούς βασικούς κανόνες. Έπειτα θα αναφέρουμε τι είναι τα σχεδιαστικά προγράμματα και θα αναλύσουμε την τρισδιάστατη εκτύπωση καθώς και το μηχάνημα που εκτυπώσαμε(dimension sst). Τέλος θα αναφέρουμε μερικά βασικά στοιχεία για το μοντέλο που χρησιμοποιήσαμε στη πραγματική του διάσταση.

Η διαδικασία υλοποίησης της πτυχιακής εργασίας έχει να κάνει με ένα μοντέλο αεροπλάνου (στην συγκεκριμένη περίπτωση είναι το Boeing 767) σε κλίμακα 1:238. Η σχεδίαση του αεροπλάνου έχει γίνει στο πρόγραμμα σχεδίασης AutoCAD σε τρισδιάστατη μορφή όπου αρχικά σχεδιάσαμε το σασί του αεροπλάνου και έπειτα το περίβλημα του. Η κατασκευή του έχει γίνει σε 3D εκτυπωτή (dimension sst) και το υλικό της κατασκευής είναι «πλαστικό».

Μετά την κατασκευή του μοντέλου, μέσω μιας βάσης που κατασκευάσαμε, το τοποθετήσαμε στην αεροσήραγγα (μοντέλο AF100) όπου μελετήσαμε την συμπεριφορά του από 0 m/s έως 36 m/s, την ροή του αέρα που το διασχίζει όπως και τις πιέσεις που δέχεται ανάλογα με την ταχύτητα του αέρα. Τη διαδικασία των μετρήσεων την κάναμε δύο φορές για κάθε μέτρηση που πήραμε ,έτσι ώστε να μπορούμε να επαληθεύσουμε τυχόν λανθασμένες μετρήσεις .

ΒΑΜΒΑΚΑΣ Β. ΕΥΑΓΓΕΛΟΣ ΣΧΕΔΙΑΣΜΟΣ ΚΑΙ ΜΕΛΕΤΗ ΑΕΡΟΔΥΝΑΜΙΚΗΣ ΣΥΜΠΕΡΙΦΟΡΑΣ ΜΟΝΤΕΛΟΥ

ΥΠΟΗΧΗΤΙΚΟΥ ΑΕΡΟΣΚΑΦΟΥΣ

1

ΕΙΣΑΓΩΓΗ ΕΙΣΑΓΩΓΗ 1.2 ΕΙΣΑΓΩΓΗ

Φτάνοντας προς το τέλος των σπουδών το τελευταίο πράγμα που θα

ασχοληθεί κάθε σπουδαστής είναι η πτυχιακή του εργασία. Καθένας επιλεγεί ένα θέμα που τον ενδιαφέρει και πάνω στο οποίο θα δουλέψει με μεράκι. Σε αυτήν την πτυχιακή, η επιλογή του θέματος έγινε με βάση το ότι για να έρθει εις πέραν η πτυχιακή, θα πρέπει να εργαστούμε πάνω σε 3 επιτεύγματα της τεχνολογίας. 1 Το πρόγραμμα σχεδίασης AutoCAD όπου για να τελειοποιηθεί το σχέδιο χρειάζεται μεγάλη προσοχή έτσι ώστε να γίνουν σωστά όλες οι λεπτομέρειες του μοντέλου ,να γίνει σωστός υπολογισμός της κλίμακας για να βγει στο σωστό μέγεθος που θέλουμε και τέλος χρειάζεται αρκετός χρόνος διότι είναι τρισδιάστατης μορφής και είναι πολύ πιο περίπλοκο από ένα απλό σχέδιο. 2 Έπειτα το μεγαλύτερο ενδιαφέρον βγήκε στον 3D εκτυπωτή διότι δεν είναι ένας απλός εκτυπωτής. Λειτουργεί με την τεχνολογία λέιζερ και περνώντας απευθείας το σχέδιο σε μορφή s.t.l ξεκινά να επεξεργάζεται το σχέδιο που του περάσαμε και μετά από μια σειρά διαδικασιών ξεκινά σιγά- σιγά να το κατασκευάζει. Το ενδιαφέρον στην συσκευή αυτή είναι ότι μετά από μια σειρά εργασιών ξεκινάει ένα ρομποτικό μηχάνημα να κατασκευάζει αυτό που του έχουμε δώσει. 3 Και τέλος πάμε στην αεροσήραγγα AF 100 όπου εδώ είναι το βασικό κομμάτι της πτυχιακής. Αυτή η συσκευή με την βοήθεια μιας ζυγαριάς μας βοηθάει να τοποθετήσουμε το μοντέλο μας μέσα στον θάλαμο, όπου εκεί ένας στρόβιλος μπορεί να πετάει με πίεση ποσότητα αέρα και παίρνουμε τις μετρήσεις πάνω στο μοντέλο που έχουμε κατασκευάσει. Οι μετρήσεις καταγράφονται σε ένα ηλεκτρονικό υπολογιστή και μπορούμε να δούμε αναλυτικά σε όλα τα σημεία του μοντέλου μας τι πιέσεις δέχεται ,πως είναι η ροή του αέρα που υπάρχουν στροβιλισμοί κ.τ.λ. Τα κριτήρια επιλογής του αεροπλάνου ήταν απλά θέλαμε ένα υποηχητικό αεροπλάνο το όποιο να είναι γνωστό στους περισσότερους και συνεπώς να είναι σύγχρονο . Τι ποιό γνωστό από ένα Boeing που σίγουρα οι περισσότεροι έχουν ανέβει .Επιλέξαμε το Boeing 767 γιατί είναι από τα αεροπλάνα που εδώ και τρεις δεκαετίες διασχίζουν τον ουρανό και θα συνεχίσουν για πολύ ακόμα .



2

ΕΙΣΑΓΩΓΗ ΕΙΣΑΓΩΓΗ

1.3 Θεωρία αεροδυναμικής

Η θεωρία της αεροδυναμικής είναι το επιστέγασμα της συνεργασίας πολλών ειδικοτήτων. Άρχισε με την επιθυμία του προϊστορικού ανθρώπου να αντιγράψει τα πτηνά και να πετάξει και ο ίδιος στον αέρα. Ξεκινώντας από τον Ίκαρο και τον Δαίδαλο στην μυθολογία, οι Έλληνες φιλόσοφοι προσπάθησαν να εξηγήσουν την ουσία που ονομαζόταν αέρας και το πώς ο άνθρωπος μπορεί να πετάξει μέσα σε αυτόν. Ο Αριστοτέλης συνέλαβε την ιδέα ότι και ο αέρας έχει βάρος, ενώ ο Αρχιμήδης διατυπώνοντας το νόμο της άνωσης, ουσιαστικά άνοιξε τον δρόμο για την πτήση οχημάτων στον αέρα. Πολύ αργότερα ο Γαλιλαίος, ο Roger Bacon και ο Pascal απέδειξαν ότι ο αέρας είναι ένα συμπιεστό αέριο. Η εξέλιξη κατόπιν ήταν ραγδαία. Παρακάτω στα σχήματα φαίνεται μια ιστορική ανάδρομη από το ορνιθόπτερο στην αρχή και μετά από χρόνια σε αλεξίπτωτο, ελικόπτερο και αεροπλάνο , όπου εξελίσσονται μέχρι και σήμερα .

Σχήμα 1.1 Ορνιθόπτερο Σχήμα 1.2 Αερόστατο

Σχήμα 1.3 Ελικόπτερο Σχήμα 1.4 Αεροπλάνο



3


1.4 ΑΕΡΟΔΥΝΑΜΙΚΗ ΠΤΗΣΕΩΣ

Η ΑΤΜΟΣΦΑΙΡΑ

Ο ατμοσφαιρικός αέρας είναι το κύριο ρευστό με το οποίο ασχολούνται οι σχεδιαστές αεροσκαφών. Ο αέρας συνθέτει την ατμόσφαιρα της Γής μαζί με άλλα αέρια που περιβάλλουν τη Γή. Μέχρι το υψόμετρο των 90km, υπάρχουν άνεμοι και γενικά διάφορες ατμοσφαιρικές αναταραχές προς όλες τις κατευθύνσεις που αναμειγνύουν στις ίδιες αναλογίες. Η κανονική σύνθεση του καθαρού , στεγνού ατμοσφαιρικού αέρα κοντά στην επιφάνια της θάλασσας παρουσιάζεται στον (πίνακα 1.1). Στον πίνακα αυτό δεν περιλαμβάνονται οι υδρατμοί, τα σωματίδια σκόνης κτλ. Οι υδρατμοί , αν και είναι εξαιρετικά ευμετάβλητο συστατικό εκτιμάται ότι βρίσκονται σε ποσοστό μόνο 0,41% επί του συνολικού όγκου. Είναι ενδιαφέρον να παρατηρήσουμε ότι το όζoν και το οξυγόνο αντιπροσωπεύουν το 99% του όγκου επί του συνόλου των αερίων. Η σύνθεση αέρα τοπικά μπορεί να ποικίλει, (αυτό έχει διαπιστωθεί τα τελευταία χρόνια), λόγω της ατμοσφαιρικής ρύπανσης ,όπως στις βιομηχανικές περιοχές που τα ποσοστά μονοξειδίου του άνθρακα , διοξειδίου του θείου, και των πολλών άλλων ρύπων είναι αρκετά υψηλά.



4


ΠΙΝΑΚΑΣ 1.1

-ΚΑΝΟΝΙΚΗ ΣΥΝΘΕΣΗ ΤΟΥ ΚΑΘΑΡΟΥ,ΣΤΕΓΝΟΥ ΑΤΜΟΣΦΑΙΡΙΚΟΥ ΑΕΡΑ ΣΕ ΕΠΙΠΕΔΟ ΘΑΛΑΣΣΗΣ

Συστατικό Αέριο και Χημικό τύπο Όγκου, %

Άζωτο (Ν2) 78,084

Οξυγόνο (Ο2) 20,948

Αργό (Ar) 0,934

Διοξείδιο του άνθρακα (CO2) 0,031

Νέον (Ne), Ήλιον (He), Κρυπτόν (Kr),

Υδρογόνο (H2), Ξένον (Xe), Μεθάνιο (CH4) Ίχνη του κάθε αέριου

Οξείδιο του Αζώτου (N 2 O) ,Αμμωνία (NH2), Συνολικού ύψους

Μονοξείδιο του άνθρακα (CO) και Ιώδιο (I2) 0,003

Πάνω από περίπου 90 km , τα διάφορα αέρια αρχίζουν να διαχωρίζονται ανάλογα με τις αντίστοιχες πυκνότητες τους. Έτσι έχουμε σε αύξουσα σειρά υψηλές συγκεντρώσεις οξυγόνου, ηλίου και υδρογόνου που είναι το ελαφρύτερο από όλα τα αέρια.



5


Κατά κύριο λόγο και ανάλογα με την μεταβολή της θερμοκρασίας μπορούμε να διαχωρίσουμε την ατμόσφαιρα σε:

• Τροπόσφαιρα, από 0 ύψος μέχρι 9-18km (ανάλογα με το γεωγραφικό πλάτος) όπου και η Τροπόπαυση.

• Στρατόσφαιρα , από Τροπόπαυση μέχρι 50-60 km, όπου και η Στρατόπαυση.

• Μεσόσφαιρα , από Στρατόπαυση μέχρι 80 km, όπου και η Μεσίτευση. • Θερμόσφαιρα Ή Ιονόσφαιρα ,από Μεσόπαυση μέχρι 800 km, όπου η

Θερμόπαυση. • Εξώσφαιρα ,από Θερμόπαυση μέχρι 3.500 km.

Το (σχήμα 1.5) δείχνει τη διαστρωματική σύνθεση της ατμόσφαιρας. Το (σχήμα 1.6) δείχνει την διακύμανση της θερμοκρασίας στα διάφορα στρώματα.

Η τροπόσφαιρα είναι το σημαντικότερο ατμοσφαιρικό στρώμα στην αεροναυπηγική διότι τα περισσότερα αεροσκάφη πετούν σε αυτήν την περιοχή, όπως επίσης και το γεγονός ότι όλα τα καιρικά φαινόμενα συμβαίνουν στο στρώμα. Η Διεθνή Πρότυπη Ατμόσφαιρα (International Standard Atmosphere ISA) για την βαθμονομικές σε όργανα μέτρησης υψομέτρου και η πίεση του αεροσκάφους , το σχεδιασμό τους , αλλά και για τους υπολογισμούς των επιδόσεων τους είναι απαραίτητο να γνωρίζουμε την κατακόρυφη κατανομή των ποσοτήτων αυτών ,δηλαδή της πίεσης , της θερμοκρασίας ,της πυκνότητας και τις ταχύτητας του ήχου. Δεδομένου ότι ποτέ οι ιδιότητες στη πραγματική ατμόσφαιρα δεν παραμένουν σταθερές σε συγκεκριμένο χρόνο ή τόπο, πρέπει να χρησιμοποιούμε ένα προσεγγιστικό υποθετικό μοντέλο, γνωστό ως Διεθνή Πρότυπη Ατμόσφαιρα. Στη Διεθνή Πρότυπη Ατμόσφαιρα ο αέρας υποτίθεται ότι είναι άνευ σκόνης ,υγρασίας και υδρατμών και βρίσκεται στάσιμος σε σχέση με την Γή.

Η Διεθνής Πρότυπη Ατμόσφαιρα είναι το πιο γενικό μοντέλο και είναι χρήσιμο να γίνει απαρίθμηση στις κανονικές συνθήκες το επίπεδο της θάλασσας :

• Πίεση,P0=101 325,0 N/m2 • Πυκνότητα, ρ0= 1,225 kg/m3 • Θερμοκρασία ,T0=288015 K(15C) • Επιτάχυνση της βαρύτητας, g0=9.807 m/s2 • Ταχύτητα του ήχου, α0=340,294m/s



6


Σχήμα 1.5 στρώματα της ατμόσφαιρας

Στο (σχήμα 1.6) δίδεται μια γραφική αναπαράσταση της πίεσης , της πυκνότητας ,της θερμοκρασίας και της ταχύτητας του ήχου από την επιφάνια της θάλασσας μέχρι το ύψος των 100km.

Στην Τροπόσφαιρα (από το επίπεδο της θάλασσας 10 ως 20km στην Διεθνή Πρότυπη Ατμόσφαιρα, είναι φανερό ότι η θερμοκρασία μειώνεται γραμμικά με την αύξηση του υψομέτρου. Στη Στρατόσφαιρα η θερμοκρασία παραμένει σταθερή στους 217Κ περίπου και αυξάνει πάλι. Η ταχύτητα του ήχου δείχνει παρόμοιου τύπου διακυμάνσεις . Τόσο η πυκνότητα όσο και η πίεση μειώνονται δραστικά με την αύξηση του υψομέτρου. Η καμπύλη πυκνότητας έχει ιδιαίτερη σημασία δεδομένου ότι, όπως θα δούμε, η άντωση σε αεροτομές εξαρτάται άμεσα από την πυκνότητα.



7


Θα ήταν ευτύχημα αν η πραγματική ατμόσφαιρα της Γής αντιστοιχούσε στη Διεθνή Πρότυπη Ατμόσφαιρα, αλλά οι θερμικές επιδράσεις του Ήλιου, η παρουσία των ηπείρων και των ωκεανών, καθώς και η περιστροφή της Γής συνδυάζονται για να δημιουργήσουν μια ανομοιόμορφη κίνηση μαζών.

Σχήμα 1.6 Διακυμάνσεις ιδιοτήτων της ατμόσφαιρας



8


1.5 Άνεμοι και στροβιλισμοί

Αναμφισβήτητα ,η ποιό σημαντική επιρροή της ατμόσφαιρας είναι η σχετική της κίνηση. Αν και στην Διεθνή Πρότυπη Ατμόσφαιρα ο αέρας είναι ακίνητος σε σχέση με την Γή είναι γνωστό ότι η μάζα του αέρα μέσα από την οποία πετά ένα αεροπλάνο είναι συνεχώς σε κατάσταση κίνησης σε σχέση με την επιφάνεια της Γής. Η κίνηση του είναι μεταβλητή, τόσο στο χρόνο όσο και στο χώρο και έτσι είναι εξαιρετικά πολύπλοκη και μπορεί να χωριστεί σε δύο κατηγορίες (1) κινήσεις μεγάλης κλίμακας και (2) κινήσεις μικρής κλίμακας. Μεγάλη κλίμακα τις κινήσεις της ατμόσφαιρας ( ή άνεμοι) επηρεάζει την πλοήγηση και τις επιδόσεις του αεροσκάφους.

Το (σχήμα 1.7) δείχνει ένα αποτέλεσμα. Στο σχήμα 1.7 ο πιλότος προσπαθεί να πετάξει το αεροσκάφος του από το σημείο Α στο σημείο Β, λόγω των εγκάρσιων ανέμων (κίνηση μεγάλης κλίμακας της ατμόσφαιρας σε σχέση με το έδαφος) και μετά τον απαιτούμενο χρόνο πτήσης το αεροσκάφος στο σημείο C. Οι άνεμοι ,οι οποίοι δεν είχαν ληφθεί υπόψη, ανάγκασε τον πιλότο να βρεθεί εκτός πορείας. Για να αντισταθμίσει τους ανέμους ,ο χειριστής θα πρέπει να στρέψει το αεροσκάφος ελαφρά προς τον άνεμο, όπως απεικονίζεται στο σχήμα 1.8 . Η αλλαγή αυτή απαιτεί γνώση της ταχύτητας τόσο του αεροσκάφους όσο και της ταχύτητα του ανέμου σε σχέση με το έδαφος.

Σχήμα 1.7-Παρασυρόμενο αεροσκάφος από ίχνος AB SE AC. Σχήμα 1.8-Αεροσκάφος σε στροφή με άνεμο σε γωνία



9


Έχουν υπολογιστεί στατιστικά οι μέσες τιμές της οριζόντιας ταχύτητας του ανέμου σε συνάρτηση με το υψόμετρο και αντιπροσωπεύουν μια τυποποιημένη καμπύλη. Στο (σχήμα 1.9) έχουμε μια τέτοια τυπική στατιστική καμπύλη. Και πάλι στην περίπτωση μιας πραγματικής ατμόσφαιρας , η πραγματική ταχύτητα του ανέμου σε συγκεκριμένο χρόνο και σε τόπο θα διαφέρουν σημαντικά από το στατιστικό μέσο όρο. Σε τέτοιες περιπτώσεις ο πιλότος θα πρέπει να συμβουλεύεται τους αερολιμένες για τις τοπικές συνθήκες ανέμου και τις προβλέψεις κατά μήκος του σχεδίου πτήσης του.

Σχήμα 1.9 Τυπική στατιστική καμπύλη μέγιστης ταχύτητας του ανέμου

Η μικρής κλίμακας κινήσεις της ατμόσφαιρας ονομάζεται αναταράξεις. Η αντίδραση ενός αεροσκάφους σε αναταράξεις είναι ένα σημαντικό θέμα. Σε επιβατικά αεροσκάφη οι αναταράξεις μπορεί να προκαλέσουν μικρά προβλήματα, όπως το να χυθεί ο καφές του επιβάτη αλλά και σε ακραίες περιπτώσεις να υπάρξουν τραυματισμοί ,αν οι επιβάτες δεν έχουν δεμένες τις ζώνες ασφαλείας. Υπερβολικές αναταράξεις ή κραδασμοί μπορεί να καταστήσουν τον πιλότο ανίκανο ώστε να διαβάσει τα όργανα. Στις περιπτώσεις των πτήσεων ακρίβειας όπως ο ανεφοδιασμός αέρος- αέρος, οι βομβαρδισμοί και οι αεροφωτογραφίες ,οι αναταράξεις αποτελούν πραγματικό πρόβλημα. Οι αναταράξεις επί μακρό χρονικό διάστημα προκαλούν καταπονήσεις και εντάσεις μπορεί να προκαλέσουν κόπωση στην άτρακτο και σε ακραίες περιπτώσεις , ιδίως σε βαρείς αναταραχές μπορεί να προκληθεί απώλεια του ελέγχου του αεροσκάφους ή ακόμη και απώλειας δομικής σταθερότητας.



10


Σε περίπτωση καταιγίδας ,έχουμε τις ποιο βίαιες αναταράξεις ,όπου συνυπάρχουν ισχυρές ανοδικές και καθοδικές κινήσεις upwind και downwind. Η σοβαρότητα των κινήσεων αυτών , των αεροσκαφών , που προκαλούνται από τις αναταράξεις θα εξαρτηθεί από το μέγεθος των upwind και downwind και τις κατευθύνσεις τους. Πολλά ιδιωτικά αεροσκάφη χάθηκαν σε καταιγίδες λόγω απώλεια δομικής σταθερότητας ή και απώλειας ελέγχου. Τα εμπορικά αεροπλάνα πετούν γύρω από τις καταιγίδες για την άνεση και την ασφάλεια των επιβατών τους.

Το (σχήμα 1.10) δείχνει την πορεία πτήσης του αεροσκάφους μέσω των διαφόρων αναταράξεων που περιγράφονται.

Σχήμα 1.10 –Ίχνος πτήσης του αεροσκάφους μέσω διαφόρων μορφών ατμοσφαιρικών αναταραχών.

Μια άλλη πραγματική ατμοσφαιρική διακύμανση είναι από την υγρασία. Νερό στον αέρα, είτε σε υγρή μορφή είτε σε ατμό, δεν συνυπολογίζεται στην Διεθνή Πρότυπη Ατμόσφαιρα και θα επηρεάσει ένα αεροσκάφος σε διάφορους βαθμούς .

Όλοι γνωρίζουν πως μπορεί να επηρεάσει αρνητικά τις επιδόσεις του αεροσκάφους, ο πάγος στα φτερά, η χαμηλή ή μηδενική ορατότητα στην ομίχλη ή το χιόνι, καθώς και υλικές ζημίες που προκαλεί το χαλάζι. Οι υδρατμοί είναι λιγότερο πυκνοί από τον ξηρό αέρα και κατά συνέπεια ο υγρός αέρας θα είναι λιγότερο πυκνός από τον ξηρό αέρα. Εξαιτίας αυτού του φαινομένου, ένα αεροσκάφος απαιτεί μεγαλύτερη απόσταση για απογείωση σε υγρό αέρα σε σχέση με τον ξηρό αέρα.



11


Η πυκνότητα του αέρα είναι ένας πολύ σημαντικός παράγοντας για την άντωση, την οπισθέλκουσα, την ισχύς του κινητήρα του αεροσκάφους και εξαρτάται από την τοπική θερμοκρασία και την τοπική πίεση. Δεδομένου ότι η Διεθνή Πρότυπη Ατμόσφαιρα δεν αναφέρει πραγματικές συνθήκες είναι σημαντικό για ένα πιλότο να επικοινωνήσει με το τοπικό αεροδρόμιο για τις τοπικές καιρικές συνθήκες. Από την τοπική θερμοκρασία, υπολογίζεται η πυκνότητα, μπορεί να υπολογιστεί η απόσταση απογείωσης και η απαιτούμενη ισχύς του κινητήρα. Η τοπική πίεση είναι σημαντική για αεροσκάφη που χρησιμοποιούν υψόμετρα πίεσης. Κάθε χειριστής πρέπει να μηδενίσει το όργανο μέτρησης υψομέτρου πίεσης του σε τοπικό επίπεδο θάλασσας για ακριβή μέτρησης υψομέτρου.

Η Διεθνή Πρότυπη Ατμόσφαιρα εξακολουθεί να παραμένει ως το σημείο αναφοράς κατά την προκαταρτική φάση σχεδίασης του αεροσκάφους.



12


1.6 Αεροδυναμικά χαρακτηριστικά του αεροπλάνου

Όταν ένα στερεό σώμα τυχαίου σχήματος , κινείται με σταθερή ταχύτητα μέσα στον αέρα , τότε εξασκείται γενικά σε αυτό μια δύναμη ροής R , και μια ροπή M . Οι δυνάμεις αυτές παρουσιάζουν αξιόλογο ενδιαφέρον από αεροδυναμικής πλευράς , και η ανάλυση και η μελέτη αυτών συνιστούν ένα από τα ενδιαφέροντα της εφαρμοσμένης αεροδυναμικής, η της αεροδυναμικής του αεροπλάνου .

Σκοπός λοιπόν της αεροδυναμικής του αεροπλάνου είναι η παροχή πληροφοριών για της αεροδυναμικές δυνάμεις και την εξάρτηση τους από το γεωμετρικό σχήμα των διαφόρων τμημάτων του αεροπλάνου.



13


1.6.1 Το Αεροπλάνο

Η μελέτη μας θα επικεντρωθεί κυρίως σε αυτή την κατηγορία των αεροσκαφών που είναι γνωστή ως αεροπλάνα, αλλά πρωτίστως θα πρέπει να εξετάσουμε λεπτομερώς συνολικά την κατασκευή ενός τυπικού αεροπλάνου.

Το( σχήμα 1.11) απεικονίζει σε αναπτυγμένη μορφή, ένα αεροπλάνο με τα βασικά συστατικά στοιχεία:

• Άτρακτος (fuselage) • Πτέρυγες (wings) • Ουραία πτερύγια (tail assembly) • Επιφάνειες ελέγχου (control surfaces) • Το σύστημα προσγείωσης (landing gear) • Την μηχανή - κινητήρας (power plant)

Η αεροδυναμική των στοιχείων θα αναλυθεί παρακάτω.



14


Άτρακτος - Το σώμα ενός αεροπλάνου. Στεγάζει το πλήρωμα και τα όργανα ελέγχου που απαιτούνται για την λειτουργία και τον έλεγχο του αεροπλάνου. Μπορεί να παρέχει χώρο για φορτία, επιβάτες και εξοπλισμούς διαφόρων ειδών. Επιπλέον, μπορεί ο κινητήρας να στεγάζεται στην άτρακτο. Η άτρακτος είναι ,κατά μια έννοια ,η βασική δομή του αεροπλάνου δεδομένου ότι πολλά από τα άλλα μεγάλα στοιχεία επισυνάπτονται σε αυτήν. Είναι γενικά αεροδυναμικά βελτιωμένο όσο το δυνατόν περισσότερο για την μείωση της οπισθέλκουσας. Ο σχεδιασμός ποικίλει ανάλογα με την αποστολή που πρέπει να εκτελεστούν και οι παραλλαγές είναι ατέλειωτες , όπως φαίνεται και στο( σχήμα 1.12).

Πτέρυγα - Η πτέρυγα παρέχει την κύρια δύναμη άντωσης ενός αεροπλάνου. Η άντωση προέρχεται από τη δυναμική δράση της πτέρυγας σε σχέση με τον αέρα. Η διατομή της πτέρυγας είναι γνωστή ως τμήμα αεροτομής. Η αεροτομή, το σχήμα της ,το σχήμα των πτερύγων, και την τοποθέτηση τους στην άτρακτο εξαρτώνται από την αποστολή του αεροπλάνου. Τα (σχήματα 1.13) παρουσιάζει τα σχήματα και τις τοποθετήσεις πτερύγων που συχνά χρησιμοποιούνται.



15


Σχήμα 1.13 (γ)Παραδείγματα τοποθετήσεως πτερύγων

Ουραία πτερύγια και επιφάνειες ελέγχου-Τα ουραία πτερύγια αποτελούνται από διάφορα στοιχεία, όπως το κατακόρυφο σταθεροποιητή (fin) και τα πηδάλιο διεύθυνσης (rudder) ,και το οριζόντιο σταθεροποιητή (elevator). Το (σχήμα 1.14) δείχνει διάφορες μορφές από ουραία πτερύγια.



16


Σχήμα 1.14 Ουραία πτερύγια & επιφάνειες ελέγχου

Στις επιφάνειες ελέγχου περιλαμβάνονται όλες οι κινούμενες επιφάνειες ενός αεροπλάνου που χρησιμοποιούνται για την άντωση, την οπισθέλκουσα ανελκυστήρα. Την διεύθυνση και την κατεύθυνση. Πηδάλιο ελέγχου διεύθυνσης (yaw control) το αεροπλάνο διευθύνεται προς τα αριστερά ή προς τα δεξιά. Πηδάλια ελέγχου ανόδου ή καθόδου (pitch control) και γίνεται από τους οριζόντιους σταθεροποιητές ανυψωτήρες στα ουραία πτερύγια. Πηδάλιο ελέγχου κλίσης (roll control) γίνεται από τα πηδάλια κλίσης (ailerons) που βρίσκεται συνήθως κοντά στο εξωτερικό άκρο του ύστερου της πτέρυγας. Αντισταθμιστικά πτερύγια είναι μικρά βοηθητικά πτερύγια ένθετα στην επιφάνια ελέγχου και οι κύριες λειτουργίες τους είναι η εξισορρόπηση του αεροπλάνου εάν η μύτη είναι πολύ βαριά, εάν η ουρά είναι πολύ βαριά, ή η πτέρυγα είναι βαριά για να πετάξει το αεροπλάνο σε ομαλή πτήση. Επίσης αντισταθμικά πτερύγια διατηρούν τις κλίσεις στα πηδάλια στις καθορισμένες από τον πιλότο ρυθμίσεις και επιπλέον ο πιλότος απαλλάσσεται από την διαρκή μετακίνηση των επιφανειών ελέγχου. Τα πτερύγια flaps χρησιμοποιούνται για την αύξηση της άντωσης σε μειωμένες ταχύτητες, κυρίως κατά την προσγείωση και την απογείωση. Τα πτερύγια spoilers χρησιμοποιούνται για τη γρήγορη μείωση της άντωσης σε ένα φτερό αεροπλάνου. Λειτουργούν ανεξάρτητα και στις δύο πλευρές της πτέρυγας, και μπορεί να παρέχει μια εναλλακτική μορφή ελέγχου κλίσης.



17


Σχήμα 1.15 Κύριες επιφάνειες ελέγχου

Το (σχήμα 1.15) δείχνει τις επιφάνειες ελέγχου της στάσης και το ( σχήμα 1.16) δείχνει ένα απλό πηδάλιο κλίσης και μια πιο περίπλοκη εγκατάσταση που χρησιμοποιείται σε μεγάλα επιβατικά αεροσκάφη.

Σχήμα 1.16 (α) Απλή ρύθμιση πτερυγίου (β) Aileron επιβατικού αεροσκάφους



18


Σύστημα προσγείωσης- Το σύστημα προσγείωσης, υποστηρίζει το αεροπλάνο, ενώ είναι σε στάση επί του εδάφους ή επί του νερού, και κατά την απογείωση και την προσγείωση. Το σύστημα προσγείωσης μπορεί να είναι σταθερό ή ανασυρόμενο. Ειδικοί τύποι του συστημάτων προσγείωσης περιλαμβάνουν ski για το χιόνι και πλωτήρες για το νερό. Τα άγκιστρα συγκράτησης χρησιμοποιούνται σε αεροπλανοφόρα. Το (σχήμα 1.17) παρουσιάζει διάφορα συστήματα προσγείωσης.

(α)Σύστημα προσγείωσης ( τρίκυκλο ) - εμπρόσθιος τροχός , δυο κύριους τροχούς . (β)Συμβατικό σύστημα

προσγείωσης - ουραίος τροχός , δυο κύριοι τροχοί . (γ)Μη συμβατικό σύστημα "προσγείωσης" - ski , πέλματα , η υδροπτέρυγα .Σχήμα 1.17 - Μορφές συστημάτων προσγείωσης .

Μηχανές κινητήρες: Με ελάχιστες εξαιρέσεις, ένα αεροπλάνο πρέπει να διαθέτει ένα σύστημα παραγωγής ώσης ή μονάδα παραγωγής ενέργειας για να μπορέσει να ίπταται. Η μηχανή αποτελείται από τον κινητήρα (και έλικα αν υπάρχει) καθώς και τα απαραίτητα εξαρτήματα. Οι κύριοι τύποι κινητήρων είναι, οι εσωτερικής καύσης , οι κινητήρες αντίδρασης (αεριωθούμενες) , οι στροβιλοκινητήρες , turboprop, και οι κινητήρες πυραύλων. Μετατροπή της ενέργειας του στροφαλοφόρου άξονα περιστροφής ενός παλινδρομικού κινητήρα σε ισχύ από την ώθηση του έλικα. Το (σχήμα 1.18) παρουσιάζει μερικές εγκαταστάσεις μηχανών.



19


Επίδραση δυνάμεων στο αεροπλάνο- Υπάρχουν δύο τύποι των δυνάμεων που ενεργούν σε ένα σώμα σε μη επιταχυνόμενη ή σταθερή πτήση. Είναι οι δυνάμεις σώματος και οι δυνάμεις επιφάνειας. Οι δυνάμεις σώματος επιδρούν στο σώμα του αεροπλάνου από απόσταση, δηλαδή η βαρύτητα. Οι δυνάμεις επιφάνειας είναι αυτές που δημιουργούνται από την κίνηση του σώματος (αεροπλάνο) μέσα στο ρευστό αέρα. Άντωση, οπισθέλκουσα και ώθηση, είναι οι τρεις κύριες δυνάμεις που ασκούνται σε ένα αεροπλάνο ως δυνάμεις επιφάνειας.

Βάρος- Το βάρος είναι το βάρος του ίδιου αεροπλάνου, το ωφέλιμο φορτίο, και τα καύσιμα και δεδομένου ότι τα καύσιμα καταναλώνονται, το βάρος του αεροπλάνου μειώνεται εν ώρα πτήσης.

Σχήμα 1.18 – Μηχανές αεροπλάνων

Ώθηση- Η κινητήρια δύναμη του συστήματος πρόωσης. Η ώθηση κατά κύριο λόγο κατά μήκος του αεροπλάνου, εκτός από τα ελικόπτερα ή τα αεροσκάφη καθέτου απογείωσης ή προσγείωσης.

Άνωση-Άνωση είναι η δύναμη που δημιουργείται από τη ροή του αέρα γύρω από το αεροπλάνο. Το μεγαλύτερο μέρος της προκύπτει από την πτέρυγα. Είναι η συνιστώσα που προκύπτει από την αεροδυναμική δύναμη κάθετη προς τη γραμμή πτήσης.



20


Οπισθέλκουσα- Και αυτή η δύναμη προκύπτει από την ροή του αέρα γύρω από το αεροπλάνο, αλλά είναι η συνιστώσα που προκύπτει από την αεροδυναμική κατά μήκος της γραμμής πτήσης.

Το (σχήμα 1.19) δείχνει τις τέσσερεις δυνάμεις. Για να διατηρηθεί ομαλή η κατάσταση πτήσης , η άνωση πρέπει να ισούται με το βάρος , και η ώθηση είναι ίση με την οπισθέλκουσα. Το βάρος και η ώθηση είναι σε γενικές γραμμές γνωστά μεγέθη ή μπορούν να υπολογιστούν εύκολα και να ελεγχθούν. Η άντωση και η οπισθέλκουσα όμως προκύπτουν εξαιτίας της δυναμικής κίνησης του αεροπλάνου διαμέσου του αέρα. Οι ερευνητές της αεροδυναμικής προσπαθούν να κατανοήσουν πως προκύπτουν αυτές οι δυνάμεις και πως μπορεί να ελεγχθούν σε όλο τον επιχειρησιακό φάκελο του αεροπλάνου.

Σχήμα 1.19- Οι επιδράσεις δυνάμεων σε ένα αεροπλάνο σε ομαλή πτήση .



21

ΕΙΣΑΓΩΓΗ ΕΙΣΑΓΩΓΗ 1.7 Επιλογή αεροσκάφους

Έπειτα μετά την ανάλυση της αεροδυναμική θα πούμε λίγα λόγια για το αεροσκάφος που θα σχεδιάσουμε και θα κατασκευάσουμε. Τo αεροπλάνο αυτό είναι το BOING 767 όπου έχει αφήσει μεγάλη ιστορία πίσω του, από την κατασκευή του μέχρι και σήμερα.

Το Boeing 767 είναι μεσαίου έως μεγάλου μεγέθους, μεγάλης εμβέλειας ,ευρείας ατράκτου δικινητήριο αεριωθούμενο επιβατηγό αεροσκάφος, κατασκευάστηκε από την Boeing Commercial . Ήταν το πρώτο ευρείας ατράκτου του κατασκευαστή twinjet και το πρώτο αεροσκάφος με δύο άτομα πληρώματος στο πιλοτήριο . Το αεροσκάφος έχει δύο turbofan κινητήρες, και μια συμβατική ουρά για μειωμένη αεροδυναμική αντίσταση και μια υπερκρίσιμη πτέρυγα . Σχεδιασμένο ως ένα μικρότερο αεροσκάφος ευρείας ατράκτου από τα προηγούμενα αεροσκάφη, όπως το 747, το 767 έχει χωρητικότητα σε θέσεις για 181 έως 375 άτομα και ένα φάσμα αυτονομίας των 3.850 με 6.385 ναυτικών μιλιών (7.130 με 11.825 χιλιόμετρα), ανάλογα με την περίπτωση. Η ανάπτυξη του 767 εμφανίστηκε σε συνδυασμό με ένα στενής ατράκτου twinjet το 757 , με αποτέλεσμα κοινά σχεδιαστικά χαρακτηριστικά που επιτρέπουν στους πιλότους να αποκτήσουν μια κοινή ικανότητα για να λειτουργήσουν τα δύο αεροσκάφη.

Το 767 παράγεται σε τρία μήκη ατράκτου. Το αρχικό 767-200 εισήλθε σε υπηρεσία το 1982, ακολουθούμενο από το 767-300 το 1986 και το 767-400ER, ένα εκτεταμένο φάσμα (ER) που είχε αρκετές παραλλαγές, το 2000. Οι εκτεταμένης αυτονομίας 767-200ER και 767-300ER μπήκαν σε υπηρεσία το 1984 και το 1988, αντίστοιχα, ενώ μια έκδοση φορτηγού , το 767-300F, έκανε το ντεμπούτο του το 1995. Προγράμματα μετατροπής είχαν τροποποιήσει τα επιβατικά 767-200 και 767-300 , για χρήση φορτίου, ενώ οι στρατιωτικές παραλλαγές περιλαμβάνουν την E-767 , το KC-767 και το KC-46 που είναι εναέρια δεξαμενόπλοια , και για VIP μεταφορές. Οι Κινητήρες που εμφανίζονται στο 767 είναι οι General Electric CF6 , Pratt & Whitney JT9D και PW4000 και Rolls-Royce RB211 turbofans.



22

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Flight_duration&usg=ALkJrhi4TvfnEw6Qt32Rxb6g9Qx_8LR-1Q

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Flight_duration&usg=ALkJrhi4TvfnEw6Qt32Rxb6g9Qx_8LR-1Q

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Wide-body_aircraft&usg=ALkJrhgzNa9vpxLXX0cfi-ILJ5otlEUFJA

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Jet_airliner&usg=ALkJrhhOsHQDT8LuE4sQim96Wp0LEVGizA

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Jet_airliner&usg=ALkJrhhOsHQDT8LuE4sQim96Wp0LEVGizA

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Boeing_Commercial_Airplanes&usg=ALkJrhgrBCoAzwmxoN7JPAt3ugfaiUbGDA

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Twinjet&usg=ALkJrhh9BmqBTvJpwJRFlEHYG4nAym_nEA

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Glass_cockpit&usg=ALkJrhgxKTarM81Yeugz1efQyLljOdicNg

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Turbofan&usg=ALkJrhjGZGsqFH1EgkXzU2kRhsMF_aeFBQ

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Tailplane&usg=ALkJrhiWRbUtgebZvHeypTmF08woeEoujg

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Aerodynamic_drag&usg=ALkJrhj7fHA1tJPyjKj4wQyMZVX3iAyafg

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Aerodynamic_drag&usg=ALkJrhj7fHA1tJPyjKj4wQyMZVX3iAyafg

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Supercritical_airfoil&usg=ALkJrhjO7D6IxqDMDP6XXJkMu-eT24lCLQ

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Boeing_747&usg=ALkJrhiUHr6PVdmKE53B4ozSVndO-HgHXw

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Range_(aircraft)&usg=ALkJrhjOLY4cQpQV-75KmLKwpjHZSgHdFA

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Narrow-body_aircraft&usg=ALkJrhgSZ1S_ybq1oUTyRorAeRzyu3U-KA

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Boeing_757&usg=ALkJrhj0ikv-rV2J-lsApc54JFnzxn_xLA

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Type_rating&usg=ALkJrhjBuEo_BDTpKVB5_dMulSvypGKgTg

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Cargo_aircraft&usg=ALkJrhg8ADx8h-cJ4zga01JXJP9UgT-g2A

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Boeing_E-767&usg=ALkJrhiq78iZTR7YCbdMOC0fA26DdSXVrA

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Boeing_KC-767&usg=ALkJrhi4nAtUJ10l44O92CfIR7lhWVoRVg

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Boeing_KC-46&usg=ALkJrhgZQfxMxvAd-qTSQu-cK0bD0bwbXQ

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Aerial_refueling&usg=ALkJrhh02GreobfO9Tv_EHRrbZy6oPfUJQ

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/General_Electric_CF6&usg=ALkJrhhSf3aUK_O1OoSgTbjXZibKuVHCwg

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Pratt_%2526_Whitney_JT9D&usg=ALkJrhgZc2bXla9R7OY1OHH9A-pc5Mg2Hw

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Pratt_%2526_Whitney_JT9D&usg=ALkJrhgZc2bXla9R7OY1OHH9A-pc5Mg2Hw

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Pratt_%2526_Whitney_PW4000&usg=ALkJrhiCx9I12MWxcFxYHetF0546pX_Ibw

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Rolls-Royce_RB211&usg=ALkJrhjq8fDWicJGS8DJFl-1vfmdPMOq2w


Σχήμα 1.20-ΒΟΙΝG 767

Η United Airlines στην πρώτη θέση είχε το 767 σε εμπορική λειτουργία το 1982. Το αεροσκάφος αρχικά πέταξε στην εγχώρια και στις διηπειρωτικές διαδρομές, κατά τις οποίες απέδειξε την αξιοπιστία του σχεδιασμού twinjet του. Το 1985, το 767 έγινε το πρώτο δικινητήριο αεροσκάφος που έλαβε ρυθμιστική έγκριση για εκτεταμένες πτήσεις εξωτερικού. Το αεροσκάφος χρησιμοποιήθηκε στη συνέχεια για την επέκταση των non-stop υπηρεσιών σε για διηπειρωτικές διαδρομές. Το 1986, η Boeing άρχισε μελέτες για ένα υψηλότερης χωρητικότητας 767, τελικά, οδηγήθηκε στην ανάπτυξη του 777 , με μεγαλύτερης ευρείας ατράκτου twinjet. Στη δεκαετία του 1990, το 767 έγινε το πιο συχνά χρησιμοποιούμενο αεροσκάφος για υπερατλαντικές πτήσεις μεταξύ της Βόρειας Αμερικής και της Ευρώπης.

Το 767 το πρώτο twinjet ευρείας ατράκτου ,έφτασε τις 1.000 παραδόσεις αεροσκαφών. Από το Μάιο του 2013, η Boeing έχει λάβει 1.108 παραγγελίες για το 767 από 71 πελάτες 1.045 έχουν παραδοθεί. Συνολικά 838 από αυτά τα αεροσκάφη βρίσκονταν σε λειτουργία τον Ιούλιο 2012 Η πιο δημοφιλής παραλλαγή είναι το 767-300ER, με 552 παραδόσεις . Η Delta Air Lines είναι ο μεγαλύτερος φορέας εκμετάλλευσης, με 94 αεροσκάφη. Οι ανταγωνιστές έχουν συμπεριλάβει το Airbus A300 , A310 και A330-200 , ενώ ο διάδοχος, το 787 Dreamliner , μπήκε σε υπηρεσία τον Οκτώβριο του 2011.



23

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/United_Airlines&usg=ALkJrhj-yVP-LoOYp8Q0KMhciQzh99F1aw

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Transcontinental_flight_across_the_United_States&usg=ALkJrhhB72XvXWVF5ClaJHJDHu_-Jf1h4w

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Non-stop_flight&usg=ALkJrhi5LEZ-vcXwhggbX8-2oCEPfIhdvw

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Boeing_777&usg=ALkJrhjLGqQI80GtNA42jo50tSYhKrNSTQ

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Transatlantic_flight&usg=ALkJrhh7dVpBu4X36sgU563ZJ7vLmi60Wg

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Transatlantic_flight&usg=ALkJrhh7dVpBu4X36sgU563ZJ7vLmi60Wg

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Delta_Air_Lines&usg=ALkJrhigBZ9VnzyxpOTP28Poh1VNAeL4Qg

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Airbus_A300&usg=ALkJrhhHGUp1i8O5IWBKlTF3mBjWWhxkow

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Airbus_A310&usg=ALkJrhhKouXwqkTx-Fc02XTFWakE3ebkDQ

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Airbus_A330&usg=ALkJrhia_XynnRpghD4iqGRPe5JZf3HMng

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dboeing%2B767%26sa%3DN%26biw%3D1024%26bih%3D677%26hl%3Del&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Boeing_787_Dreamliner&usg=ALkJrhgMQPrNvkYhftllZvw_I9QHYmGSpg

ΕΙΣΑΓΩΓΗ ΕΙΣΑΓΩΓΗ Τεχνικά χαρακτηριστικά Boeing 767 400 ER

Διαμόρφωση θέσεων επιβατών Θέσεις με 3 κατηγορίες Θέσεις με 2 κατηγορίες Θέσεις με 1 κατηγορίες

218 269 350

Φορτίο 4180cu ft (90,1 cu m)

Κινητήρες Μέγιστη προωθητική δύναμη

63.300 lb 62.100 lb

Τη μέγιστη χωρητικότητα καυσίμου 90.770 lt

Μέγιστο βάρος απογείωσης 186.880 kg

Μέγιστο εύρος 11,070 km

Τυπική ταχύτητα κρουαζιέρας στα 35.000 πόδια Mach 0.80( 851 km/h)

Βασικές Διαστάσεις Άνοιγμα φτερών Συνολικό μήκος Ύψος ουράς Εσωτερικό πλάτος καμπίνας

47,6 m 54.9m 15,8 m 4,7 m



24

ΚΕΦΑΛΑΙΟ 1 ΡΕΥΣΤΑ

ΡΕΥΣΤΑ

1.1 Ομαλή ροή - το ρευστό

Ιξώδες - Υπάρχουν βασικά τρεις καταστάσεις της ύλης, σταθερά υγρά και αέρια. Το στοιχείο Η2Ο,σε στερεά κατάσταση ονομάζεται πάγος, σε υγρή κατάσταση νερό και σε αέρια κατάσταση υδρατμός. Τα στερεά έχουν πολύ μεγάλη εσωτερική τριβή και είναι αυτό που ονομάζεται ιξώδες.

Τα υγρά και τα αέρια θεωρούνται ρευστά διότι συμπεριφέρονται διαφορετικά από ένα στερεό. Φανταστείτε δύο στρώματα, ένα νερού και ένα αέρα. Εφαρμόζοντας δυνάμεις διατήρησης σε αυτά τα στρώματα παρατηρούμε μια συνεχή κίνηση των δύο αυτών στρωμάτων. Το στρώμα του αέρα όμως θα κινείται πιο γρήγορα πάνω από το στρώμα του νερού. Ωστόσο το γεγονός ότι πρέπει να εφαρμόσουμε δυνάμεις διάτμησης καταδεικνύει το γεγονός ότι υπάρχουν εσωτερικές τριβές.

Το νερό, υπό κανονική θερμοκρασία, είναι περίπου 50 φορές ποιο παχύρρευστο από τον αέρα. Ο πάγος είναι 5 *1016 φορές πιο παχύρρευστος από τον αέρα. Έτσι καταλήγουμε στο συμπέρασμα ότι, γενικά, τα στερεά έχουν εξαιρετικά υψηλό ιξώδες ενώ τα ρευστά, και ιδιαίτερα τα αέρια, έχουν χαμηλό ιξώδες, με τα υγρά να έχουν υψηλότερο ιξώδες από τα αέρια. Ο ατμοσφαιρικός αέρας με τον οποίο ασχολούμαστε στην αεροδυναμική έχει σχετικά μικρό ιξώδες, και σε ορισμένες θεωρίες, περιγράφεται ως ένα τέλειο ρευστό δηλαδή έχει μηδενικό ιξώδες. Βέβαια, θα πρέπει να κατανοήσουμε ότι ακόμη και αυτό το σχετικά μικρό ιξώδες του αέρα(ή αλλιώς εσωτερικές τριβές) έχει σημαντικές επιπτώσεις σε ένα αεροπλάνο σε ότι αφορά την άντωση και την οπισθέλκουσα.

Συμπιεστότητα - Όλα τα ρευστά είναι συμπιεστά (δηλαδή, αυξάνεται η πυκνότητα όσο αυξάνεται η πίεση) ως ένα βαθμό αλλά ειδικά για τα υγρά μπορούμε να πούμε ότι είναι ασυμπίεστα σε σύγκριση με τον αέρα. Ακόμη και τα αέρια μπορεί να θεωρηθούν ασυμπίεστα, με την προϋπόθεση ότι η ταχύτητα της ροής είναι μικρή. Για υποηχητική ροή πάνω από ένα αεροπλάνο, μέχρι περίπου 150m/s, ο αέρας μπορεί να θεωρηθεί ως ασυμπίεστος (δηλαδή, δεν έχουμε αλλαγή στην πυκνότητα καθ’όλη την ροή). Σε υψηλότερες ταχύτητες τα αποτελέσματα της συμπίεσης, πρέπει να λαμβάνονται υπόψη.



25


1.2 Η ροή

Γραμμή πορείας (pathline)και γραμμή ρεύματος (streamline).- Η ροή των ρευστών μπορεί να περιγραφεί με δύο διαφορετικούς τρόπους, τη προσέγγιση Lagrange και τη προσέγγιση Euler. Σύμφωνα με την θεωρία του Lagrange επιλέγεται ένα σωματίδιο και παρατηρείται η κίνηση του μέσα στον χώρο σε συνάρτηση με τον χρόνο. Η γραμμή που ορίζεται από το σωματίδιο ονομάζεται γραμμή πορείας «pathline» ,(σχήμα 1.1α). Για να έχουμε μια σαφέστερη εικόνα του πεδίου ροής, σε μια συγκεκριμένη στιγμή, η θεωρία του Euler είναι προτιμότερη, έχοντας με αλλά λόγια μια ‘ φωτογραφία’ της ροής σε μια δεδομένη στιγμή, (σχήμα 1.1β), γραμμή ρεύματος (streamlines).

Σχήμα 1.1(α) - Γραμμή πορείας (pathline) Σχήμα 1.2 (α)Γραμμές ρεύματος τη χρονική στιγμή t0

Σχήμα 1.1(β) - Γραμμές ρεύματος (streamlines) Σχήμα 1.2(β)Γραμμές ρεύματος τη χρονική στιγμή t1

Σταθερή ροή – ασταθής ροή . - Βασική σημασία για την κατανόηση της ροής ενός ρευστού γύρω από ένα αντικείμενο είναι η έννοια της σταθερής ροής . Σε μια θυελλώδη ημέρα όταν ο άνεμος είναι σταθερός και φυσά από την ίδια κατεύθυνση με σταθερή ταχύτητα, τότε η ροή είναι σταθερή. Εάν όμως, η ταχύτητα ή η διεύθυνση αλλάζει τότε η ροή λέγεται ότι είναι ασταθής. Κατά παρόμοιο τρόπο η ροή ενός ρευστού γύρω από ένα αντικείμενο είναι σταθερή, όταν η ταχύτητα και η διεύθυνσή της σε κάθε σημείο παραμένουν σταθερές χωρίς αυτό απαραίτητα να σημαίνει ότι η ταχύτητα θα είναι η ίδια σε



26


όλα τα σημεία του ρευστού.

Στο (σχήμα 1.3) αναπαριστάται ένα αεροδυναμικό σώμα σε μια αεροσήραγγα. Στην χρονική στιγμή που δεν λειτουργεί η αεροσήραγγα, t0, δεν έχουμε ροή αέρα. Στην χρονική στιγμή t1 η αεροσήραγγα έχει ξεκινήσει και έχουμε ροή του αέρα γύρω από το σώμα. Η ροή αναπτύσσεται περαιτέρω κατά τη χρονική στιγμή t2 , και τελικά έχουμε μια σταθερή μορφή ροής τη χρονική στιγμή t3 . Η ροή φαίνεται αμετάβλητη στους χρόνους t4 και t5. Όταν η ροή ξεκινά, έχουμε μια παροδικά ασταθή κατάσταση, δηλαδή οι γραμμές πορείας και οι γραμμές ρεύματος δεν ταυτίζονται. Από την χρονική στιγμή t3

και μετά, έχουμε μια σταθερή ροή και γραμμές ρεύματος εμφανίζονται σε σταθερή θέση σε σχέση με το σώμα. Ένα σωματίδιο Ρ κατά τη χρονική στιγμή t3 θα μετακινηθεί και μήκος της γραμμής και κατά τις περιόδους t4 και t5, οι γραμμές πορείας και οι γραμμές ρεύματος θα συμπίπτουν.

Σχήμα 1.3 –Γραμμές ροής και γραμμές ρεύματος ροής

Ροή με άνευ περιδίνησης- Η ροή των ρευστών μπορεί να είναι εκ περιτροπής με ή άνευ περιδίνηση. Εξετάζοντας ένα απειροελάχιστο κομμάτι του ρευστού, όταν αυτό έχει μηδενική γωνιακή ταχύτητα γύρω από τον εαυτό του, η ροή τότε λέγεται ότι είναι άνευ περιδίνησης. Σχηματικά παραδείγματα έχουμε στο (σχήμα 1.4α) και στο (σχήμα 1.4β).

Σύμφωνα με το θεώρημα του Helmholtz υποθέτοντας μηδενικό ιξώδες για ένα ρευστό, και η αρχική φάση να είναι άνευ περιδίνησης, τότε η ροή παραμένει να είναι άνευ περιδίνησης (σχήμα 1.4γ).



27


Σχήμα 1.4 –ροή με η χωρίς περιδίνησης

Μονοδιάστατη ροή- Μια απλούστευση που συχνά χρησιμοποιείται για την κατανόηση των βασικών μηχανισμών σε μια ροή είναι η μονοδιάστατη, 1-D, ροή. Το (σχήμα 1.5 α) δείχνει μια δέσμη γραμμών ροής για την περίπτωση μια απλής περίπτωσης ροής. Κάθε γραμμή ροής μπορεί να θεωρηθεί ως ένας αγωγός ροής μέσα στον οποίο και κατά μήκος αυτού ρέει το ρευστό. Στο (σχήμα 1.5 β) απεικονίζεται η πραγματική κατανομή των διανυσμάτων της ταχύτητας, ενώ στο ( σχήμα 1.5 γ) απεικονίζεται η μονοδιάστατη ροή.

Σχήμα 1.5 Αγωγοί γραμμών ροής και μονοδιάστατης ροής



28


1.3 Ροή ιδανικού ρευστού

Στην ανάλυση μας όμως θα πρέπει να συμπεριλάβουμε και τους νόμους της διατήρησης της μάζας και της διατήρησης της ενέργειας. Επίσης το ρευστό θεωρείται ασυμπίεστο και με μηδενικό ιξώδες, δηλαδή ιδανικό.

Η εξίσωση συνέχειας δηλώνει την διατήρηση παροχής της μάζας σε ένα σύστημα. Στο (σχήμα 1.6) έχουμε μια αναπαράσταση ενός αγωγού Venturi.

(παροχή μάζας)1= (παροχή μάζας)2

Μάζα = πυκνότητα * εμβαδών διατομής * ταχύτητα

Και έχουμε την εξίσωση :

ρ1 Α1V1 = ρ2 Α2 V2 (1.1)

Αλλά με δεδομένο ότι το ρευστό είναι ασυμπίεστο, η παραπάνω εξίσωση μετατρέπεται σε

A1V1= A2V2 (1.2)

ή αλλιώς

V2 = (21

AA ) V1 (1.3)

Άρα συμπεραίνουμε ότι η V2 είναι μεγαλύτερη από την V1 δηλαδή με άλλα λόγια η ταχύτητα της ροής αυξάνει όταν το εμβαδό της διατομής μειώνεται και αντίστροφα όταν το εμβαδό της διατομής αυξάνει, η ταχύτητα της ροής μειώνεται.

Θεώρημα του Bernoulli για την διατήρηση της ενέργειας- Υποθέτουμε ότι το ρευστό είναι ασυμπίεστο, με μηδενικό ιξώδες , και η ροή είναι ομαλή και σταθερή. Έτσι έχουμε την κινητική ενέργεια που προκύπτει από την ροή του ρευστού, την πίεση που αναπτύσσεται και οφείλεται στην τυχαία κίνηση του ρευστού, και τέλος στην δυναμική ενέργεια που οφείλεται στο ύψος που το ρευστό βρίσκεται πάνω από κάποιο επίπεδο αναφοράς. Εν κατακλείδι το άθροισμα τις κινητικής ενέργειας, της πίεσης και τις δυναμικής ενέργειας είναι σταθερό σε όλο το μήκος της ροής.



29


Σχήμα 1.6 – Αγωγοί venturi και αρχή της συνέχειας .

Εάν η ροή είναι οριζόντια (όπως για παράδειγμα η ροή του αέρα που πλησιάζει ένα αεροσκάφος κατά την οριζόντια πτήση), τότε το ενεργειακό δυναμικό της ροής είναι σταθερό και έτσι :

Κινητική ενέργεια + πίεση = σταθερό

Η κινητική ενέργεια ανά μονάδα όγκου καλείται δυναμική πίεση και ορίζεται :

q = (ρ V2)/2 (1.4)

όπου ρ και V, αντίστοιχα, η πυκνότητα και η ταχύτητα στο εν λόγω σημείο

η εξίσωση του Bernoulli μπορεί επίσης να εκφραστεί ως εξής :

Δυναμική πίεση + Στατική πίεση = Συνολική πίεση

ή

(ρ V2)/2 +p =pt (1.5)

Για την ροή με περιδίνηση η συνολική πίεση είναι σταθερή κατά μήκος της γραμμής ρεύματος αλλά μπορεί να διαφοροποιείται από γραμμή σε γραμμή, (σχήμα 1.7α). Σε ροή χωρίς περιδίνηση, η συνολική πίεση έχει σταθερή τιμή παντού, ( σχήμα 1.7β). Η εξίσωσή Bernoulli δηλώνει ότι σε μια ροή με γραμμές ρεύματος, όσο αυξάνει η ταχύτητα της ροής, τόσο μειώνεται η στατική πίεση, και το αντίστροφο. Αυτό σημαίνει ότι όσο η στατική πίεση



30


αυξάνει, η δυναμική πίεση μειώνεται και αντίστροφα, αλλά με την συνολική πίεση να παραμένει σταθερή.

Σχήμα 1.7 – Διακύμανση συνολικής πίεσης

Μέτρηση της πίεσης- Στο (σχήμα 1.8) βλέπουμε τρείς διατάξεις οργάνων μέτρησης πίεσης,(α) αγωγός Pitot , για μέτρηση της συνολικής πίεσης,(β) αγωγός στατικής πίεσης για μέτρηση της στατικής πίεσης και (γ) αγωγός Pitot στατικής πίεσης για μέτρηση της δυναμικής πίεσης.

Σχήμα 1.8- Όργανα μέτρησης πίεσης



31


Στην πραγματικότητα στα αεροσκάφη, οι Pitot στατικού αγωγού είναι άμεσα συνδεδεμένοι με το όργανο μέτρησης ταχύτητας του αέρα. Η συσκευή τοποθετείται προς τα εμπρός και εκτίνεται από την μύτη του αεροπλάνου για να είναι ασφαλής η μέτρηση του, όσο το δυνατόν περισσότερο, και επιπλέον η ροή να είναι ανεπηρέαστη από την ύπαρξη του αεροπλάνου.

Στο (σχήμα 1.9) έχουμε μια πλήρη εγκατάσταση ενός αγωγού Venturi και μια σειρά από μανόμετρα και στατικές οπές για τη μέτρηση της στατικής πίεσης. Από την εξίσωση συνέχειας η ταχύτητα V2, στο σταθμό (2), είναι μεγαλύτερη από ότι στο σταθμό (1) V1. Από την εξίσωση του Bernoulli, η συνολική πίεση pt είναι σταθερή παντού στην ροή( με την παραδοχή ότι η ροή δεν έχει περιδίνηση). Ως εκ τούτου, μπορούμε να εκφράσουμε την συνολική πίεση pt

½ ρ1V12 + p1 = ½ ρ2V22 + p2 = pt (1.6)

Σχήμα 1.9- Ροή σε αγωγό venturi

Αεροτομή σε ένα ιδανικό ρευστό- Στο (σχήμα 1.10 α) έχουμε μια ‘συμμετρική’ αεροτομή έτσι ώστε ο διαμήκης άξονας από την πρόσθια έως την οπίσθια ακμή είναι παράλληλος προς την διεύθυνση της ελεύθερης ροής. Η ταχύτητα στην ελεύθερη ροή συμβολίζεται με V ∞ και η στατική πίεση στην ελεύθερη ροή με p ∞ . Από την εξίσωση συνέχειας, στο παχύτερο σημείο τις αεροτομής, η ταχύτητα έχει την μέγιστη τιμή ενώ η στατική πίεση την χαμηλότερη τιμή. Η κατανομή της ταχύτητας και στατικής πίεσης για την κεντρική γραμμή ρεύματος δίδονται στα (σχήματα 1.10 β) και (1.10 γ).



32


Σχήμα 1.10- Ροή ιδανικού ρευστού γύρω από μια αεροτομή .

Πρέπει να σημειώσουμε ότι στην πρόσθια ακμή της αεροτομής (έως το μέγιστο πάχος), έχουμε μείωση της πίεσης (αρνητική εφαπτόμενη πίεση), ενώ προς την οπίσθια ακμή έχουμε ολοένα και μεγαλύτερες πιέσεις(θετική εφαπτομένη πίεση). Αυτή η παρατήρηση είναι πολύ σημαντική για ένα πραγματικό ρευστό.

Η άντωση ορίζεται ως η δύναμη που είναι κάθετη προς την διεύθυνση της ελεύθερης ροής ενώ η οπισθέλκουσα είναι παράλληλη ως προς στην ελεύθερη ροή. Για μια επίπεδη αεροτομή σε ένα τέλειο ρευστό η οπισθέλκουσα είναι μηδενική και δεν επηρεάζεται από τον προσανατολισμό της αεροτομής. Η διαφορά της στατικής πίεσης μεταξύ της ανώτερης και της κατώτερης επιφάνειας της αεροτομής είναι πάντα μηδενική, εκτός εάν διαφοροποιηθεί η γωνία πρόσπτωσης οπότε έχουμε και μεταβολή της διαφοράς πίεσης και έτσι ως αποτέλεσμα έχουμε δημιουργία άντωσης. Ο αέρας όμως δεν είναι ένα τέλειο ρευστό, μια του ότι το ιξώδες του δεν είναι μηδενικό και έτσι έχουμε άντωση και οπισθέλκουσα, και γι’ αυτό το λόγω από εδώ και πέρα η ανάλυση όλων των αεροδυναμικών επιφανειών θα γίνεται για πραγματικά ρευστά με μη μηδενικό ιξώδες.



33


1.4 Πραγματική ροή ρευστών

Στρωτή και τυρβώδης ροή- Υπάρχουν δύο διαφορετικά είδη πραγματικής ροής η στρωτή και η τυρβώδης.

Στην στρωτή ροή το ρευστό κινείται σε παράλληλα επίπεδα (σχήμα 1.11 α) ενώ στο (σχήμα 1.11 β) απεικονίζεται ένα μικρό τμήμα της επιφάνειας μιας κυρτής αεροτομής. Για ένα ιδανικό ρευστό η ροή ακολουθεί την κυρτή επιφάνεια ομαλά. Στο (σχήμα 1.11 γ) έχουμε την περίπτωση ροής για ένα πραγματικό ρευστό. Όσο ποιο κοντά είναι τα στρώματα του ρευστού στην επιφάνεια της αεροτομής, τόσο ποιο βραδύτερα κινούνται.

Στην τυρβώδη ροή υπάρχουν και δευτερεύουσες κινήσεις στο ρευστό που λειτουργούν αθροιστικά στην κυρίως ροή. Στο (σχήμα 1.11 δ) δείχνει μια αποδιοργανωμένη ροή γραμμών ρεύματος. Στο (σχήμα 1.11 ε), έχουμε τον καπνό ενός τσιγάρου. Για κάποια απόσταση ο καπνός κινείται σε στρωτή ροή αλλά από ένα σημείο και πέρα η ροή στροβιλίζεται και διαταράσσεται με αποτέλεσμα να μετατραπεί σε τυρβώδη. Η μετάβαση αυτή από στρωτή σε τυρβώδη ροή μπορεί να επιτευχθεί πιο γρήγορα όταν ο αέρας στο δωμάτιο διαταράσσεται.

Σχήμα 1.11- Στρωτή και τυρβώδη ροή.

Ένα άλλο παράδειγμα μιας μετάβασης από στρωτή σε τυρβώδη ροή είναι η ροή του νερού από την βρύση. Όταν ανοίξουμε λίγο την βρύση σε χαμηλή ταχύτητα, το νερό ρέει σε μια στήλη στρωτής ροής. Ανοίγοντας την



34


βρύση πλήρως η ταχύτητα της ροής αυξάνει και έχουμε μια στήλη τυρβώδους ροής. Κάτι αντίστοιχο συμβαίνει και σε μια αεροτομή όπου μπορεί να έχουμε τόσο στρωτή όσο και τυρβώδη ροή.

Το 1883, ο Osborne Reynolds εισήγαγε μια αδιάστατη παράμετρο, η οποία μας δίνει μια ποσοτική ένδειξη για το πότε η ροή μετατρέπεται από στρωτή σε τυρβώδη. Στα πειράματα του ο Reynolds απέδειξε ότι, υπό ορισμένες συνθήκες, η ροή σε ένα αγωγό αλλάζει από στρωτή σε τυρβώδη για μια δεδομένη διάμετρο. Η πειραματική αυτή εγκατάσταση απεικονίζεται στο (σχήμα 1.12α). Όταν η ταχύτητα του νερού που ρέει μέσω του αγωγού είναι χαμηλή, η κηλίδα διατηρεί την εμφάνιση της για ολόκληρο το μήκος του, (σχήμα 1.12β). Όταν η ταχύτητα της ροής είναι υψηλή, η κηλίδα διαλύεται στην τυρβώδη ροή, (σχήμα 1.12γ).

Ο αριθμός Reynolds ορίζεται:

Re = ρ VI / μ (1.7)

όπου

ρ πυκνότητα του ρευστού, kg/m3

V μέση ταχύτητα του ρευστού, m/s

I χαρακτηριστικό μήκος, m

μ συντελεστή ιξώδους , kg/ms

Σχήμα 1.12 –Συσχετισμός ροής με αριθμό Reynolds

Ο Reynolds διαπίστωσε ότι στην περίπτωση ροής νερού σε αγωγό, η ροή ήταν στρωτή όταν Re<2100. Η μετάβαση από στρωτή σε τυρβώδη ροή συμβαίνει γι βαθμούς Reynolds 2100 <Re< 40,000. Για Re>40,000 η ροή είναι



35


πάντα τυρβώδης.

Ο αριθμός Reynolds μπορεί να εκφραστεί και με άλλο τρόπο ως:

Re= δυνάμεις αδρανείας / δυνάμεις ιξώδους

Οι δυνάμεις ιξώδους προκύπτουν λόγω της εσωτερικής τριβής στο ρευστό. Οι δυνάμεις αδρανείας είναι η φυσική αντίσταση του ρευστού στην επιτάχυνση. Σε χαμηλή ταχύτητα, μικρό Re, οι δυνάμεις αδρανείας είναι αμελητέες, ενώ σε μεγάλο αριθμό Re, οι δυνάμεις ιξώδους είναι μικρές σε σχέση με τις δυνάμεις τις αδράνειας.

Επιπτώσεις τραχύτητας της επιφάνειας στο πεδίο ροής- Η επίδρασή της ταχύτητας της επιφάνιας, για κάθε σώμα βυθιζόμενο σε ένα πεδίο ροής, έχει ως αποτέλεσμα να προκαλείται η μετατροπή της ροής κοντά στο σώμα, από στρωτή σε τυρβώδη. Καθώς αυξάνεται η επιφανειακή ταχύτητα, το σημείο της πρώτης εμφάνισης τυρβώδους ροής κινείται προς την πρόσθια ακμή και κατά μήκος της αεροτομής, (σχήμα 1.13). Ο αριθμός Reynolds και η επιφανειακή ταχύτητα δεν είναι ανεξάρτητες η μια από την άλλη ποσότητα, έτσι και οι δύο αυτοί συντελεστές συμβάλλουν στον καθορισμό της μεταβολής της στρωτής σε τυρβώδη. Μια ροή με πολύ χαμηλή ταχύτητα χαμηλό αριθμό Re, θα είναι στρωτή ακόμη και για μια πολύ τραχιά επιφάνεια. Αντίθετα για μια ροή με πολύ μεγάλη ταχύτητα, υψηλό αριθμό Re, η ροή θα είναι τυρβώδης, ακόμη και αν η επιφάνεια του σώματος είναι πολύ καλά γυαλισμένη, χαμηλή τιμή ταχύτητας.

Σχήμα 1.13-Επίδραση της τραχύτητας της επιφάνειας και πεδίο ροής για ίδιο αριθμό Reynolds

Επιπτώσεις της εφαπτομένης πίεσης στο πεδίο ροής- Ένας άλλος σημαντικός παράγοντας για τη μετάβαση από την στρωτή στην τυρβώδη ροή



36


είναι η εφαπτόμενη πίεσης στο πεδίο ροής. Αν η στατική πίεση αυξάνεται κατά μήκος της ροής οι αναταράξεις στη στρωτή ροή ενισχύονται και ως αποτέλεσμα έχουμε τυρβώδη ροή. Αν η στατική πίεση μειώνεται κατά μήκος της ροής οι αναταράξεις στη στρωτή ροή ελαττώνονται και η ροή διατηρείται στρωτή. Μέχρι το σημείο του μέγιστου πάχους σε μια αεροτομή η στατική πίεση μειώνεται, στρωτή ροή, ενώ πέραν αυτού του σημείου η στατική πίεση αυξάνεται και η ροή μετατρέπεται σε τυρβώδη.

Το οριακό στρώμα και η οπισθέλκουσα τριβή επιφάνειας- Η ανωτέρω συζήτηση μας βοηθάει να καταλάβουμε τη δημιουργία και την ύπαρξη της οπισθέλκουσας. Μια σημαντική αεροδυναμική δύναμη, που σε μια υποηχητική πτήση είναι ως αποτέλεσμα των δυνάμεων διάτμησης που προκαλούνται από την ροή σε ρευστό με ιξώδες. Αυτές οι δυνάμεις διάτμησης εξαρτώνται από τον αριθμό Re, την ταχύτητα της επιφάνειας, και την εφαπτόμενη πίεσης. Στο (σχήμα1.14), απεικονίζονται οι δυνάμεις που ενεργούν σε σώμα βυθιζόμενο σε ένα κινούμενο ρευστό. Οι δυνάμεις λόγω του ιξώδους του ρευστού είναι αυτές που βοηθούν στη δημιουργία της άντωσης και της οπισθέλκουσας.

Σχήμα 1.14- Δυνάμεις πίεσης και τραχύτητας επιφάνειας. Σχήμα 1.15-Οριακά στρώματα .

Στο (σχήμα 1.15), βλέπουμε μια πολύ λεπτή επιφάνεια με χαμηλή ταχύτητα η οποία είναι παράλληλή προς της επερχόμενη στρωτή ροή. Εάν το ρευστό είναι ιδανικό, τότε θα έχει μηδενικό ιξώδες, και έτσι θα γλιστρήσει πάνω από την επιφάνεια με ταχύτητα V ∞ , ( σχήμα 1.15α). Η οπισθέλκουσα θα έχει μηδενική τιμή. Η κατανομή της ταχύτητας θα είναι ομαλή.



37


Σε ένα πραγματικό ρευστό όμως, στην πρόσθια ακμή, το ρευστό θα σταματήσει και θα ‘κολλήσει’ στην επιφάνεια δημιουργώντας μια πολύ λεπτή επίστρωση, (σχήμα 1.15 β) με αποτέλεσμα την ύπαρξη του φαινομένου της μη ολίσθησης (no-slipcodition) . Όσο απομακρυνόμαστε από την επιφάνεια, καθ’ ύψος, η ταχύτητα αυξάνει έως ότου σταθεροποιηθεί στην τιμή V ∞ . Το στρώμα στο οποίο γίνεται αυτή η αλλαγή της ταχύτητας από μηδενική σε ταχύτητα ελεύθερης ροής, λέγεται οριακό στρώμα.

Το οριακό στρώμα κοντά στην πρόσθια ακμή είναι ομαλό μέχρι ένα σημείο, όπου οι επιδρούσες δυνάμεις το μετατρέπουν σε τυρβώδες (σχήμα 1.15β) και (1.15γ).

Ο αριθμός Re, είναι σημαντικός για το οριακό στρώμα. Όσο αυξάνει ο αριθμός Re, τόσο λιγότερο μεγαλώνει το οριακό στρώμα, αλλά και σε μεγάλες τιμές Re, το οριακό στρώμα συνεχίζει να υπάρχει, και δεν εξαφανίζεται ποτέ.

Χαρακτηριστικά αναφέρουμε ότι το οριακό στρώμα για ένα φτερό αεροπλάνου έχει πάχος κάτι λιγότερο από 1cm. Σε αυτήν την απόσταση η ταχύτητα του ρευστού θα πρέπει από μηδενική στην επιφάνεια του φτερού, να φτάσε για παράδειγμα για υποηχητική πτήση, ως και 300m/s.

Η αεροτομή σε ένα πραγματικό ρευστό- Στο (σχήμα 1.16 ) απεικονίζεται μια αεροτομή σε μια ροή ενός πραγματικού ρευστού. Όπως προαναφέρθηκε για την ροή πάνω από επίπεδη επιφάνεια, έτσι και σε αυτήν την περίπτωση έχουμε την ύπαρξη του οριακού στρώματος λόγω του ιξώδους.

Σχήμα 1.16 – Ροή πραγματικού ρευστού γύρω από μια αεροτομή.



38


Μέτα το σημείο μετάβασης του οριακού στρώματος, από στρωτό σε τυρβώδες, υπάρχει ένα σημείο όπου λόγω του ιξώδους και της αρνητικής εφαπτόμενης πίεσης, η ροή σταματάει και δεν φτάνει στην οπίσθια ακμή. Σε αυτή την περίπτωση έχουμε την λεγόμενη απώλεια στήριξης (stall- condition), όταν ουσιαστικά L<D. Στο (σχήμα 1.17α) απεικονίζεται συγκριτικά η διακύμανση της στατικής πίεσης στην επιφάνεια μιας αεροτομής για τις περιπτώσεις ιδανικού και πραγματικού ρευστού.

Επίσης στα (σχήματα 1.17β) και (1.17γ) δίδεται μια αναπαράσταση της επίδρασης στατικής πίεσης για τις περιπτώσεις ιδανικού και πραγματικού ρευστού. Τέλος στο ( σχήμα 1.17δ), για τις περιπτώσεις ιδανικού και πραγματικού ρευστού αναπαριστώνται τα μεγέθη της άντωσης και της οπισθέλκουσας.

Σχήμα 1.17- Επιδράσεις πραγματικού ρευστού σε μια αεροτομή.

Επιδράσεις αεροδυναμικής- Στο (σχήμα 1.18) έχουμε την αναπαράσταση της ροής αέρα για 5 σώματα. Οι 4 πρώτες περιπτώσεις είναι για αριθμούς Re που απαντώνται σε υποηχητική πτήση, ενώ στην πέμπτη περίπτωση ο αριθμός Re είναι πολύ μεγαλύτερος.



39


Σχήμα 1.18 – Επιδράσεις αεροδυναμικής για διάφορους αριθμούς Reynolds



40


1.5.1 Άντωση- οπισθέλκουσα- ροπή

Lift= ,,,(*** 2

∞

∞∞∞∞∞ a

vlvafactorsvµ

ρρ surface roughness, air turbulence) (1.8)

Όπου

Ρ= πυκνότητα ρευστού στην ελεύθερη ροή

V= ταχύτητα ρευστού στην ελεύθερη ροή

S=εμβαδόν εμπρόσθια επιφάνειας

I= χαρακτηριστικό μήκος

Α= γωνία πρόσπτωσης

μ =ιξώδες

a= ταχύτητα του ήχου στο ρευστό

Επίσης γνωρίζουμε ότι Re = µ

ρ lv∞∞ , και Μ = ∞

∞

vα

Και έτσι μπορούμε να εκφράσουμε την άντωση ως

Lift=ρ∞* V

∞

2*s*κ (1.9)

Ή

Lift=CL*21 ρ

∞* V

∞

2*s (1.10)

Όπου CLείναι ο συντελεστής άντωσης

CL=

s

Lift

*21 2

∞∞νρ (1.11)



41


Αντίστοιχα για την οπισθέλκουσα

Drag = CD*21 ρ

∞* V

∞

2*s (1.12)

η

CD= sv

Drag

*21 2

∞∞ρ (1.13)

Όπου CD είναι ο συντελεστής οπισθέλκουσας .

Οι ροπές που ενεργούν σε ένα σώμα μας δείχνουν την τάση που επικρατεί στο σώμα για να περιστραφεί γύρω από το κέντρο βάρους του .

Moment = Cm* ls **21 2

∞∞νρ (1.14)

η

Cm= sl

moment2

21

∞∞νρ (1.15)

Όπου Cm είναι ο συντελεστής ροπής

Στο (σχήμα 1.19 ) απεικονίζονται , όπως στο (σχήμα 1.18) ,οι ίδιες περιπτώσεις σωμάτων σε ροή αλλά δίδονται οι συντελεστές οπισθέλκουσας .

Τέλος στο (σχήμα 1.20) έχουμε τη διακύμανση του συντελεστή οπισθέλκουσας σε σχέση με τον αριθμό Re.



42


Σχήμα 1.19- Συντελεστές οπισθέλκουσας για διάφορα σώματα .

Σχήμα 1.20-Διακύμανση συντελεστή οπισθέλκουσας σε σχέση με τον αριθμό Reynolds



43


1.5 Υποηχητική Ροή - Αεροτομές και πτέρυγες

Ο απώτερος στόχος μιας αεροτομής είναι η επίτευξη της απαραίτητης άντωσης έτσι ώστε να μπορέσει ένα αεροπλάνο να ίπταται. Μια επίπεδη επιφάνεια σε γωνία πρόσπτωσης μεγαλύτερη του μηδενός, θα μπορούσε επίσης να χρησιμοποιηθεί για να έχουμε την απαραίτητη άντωση αλλά βεβαίως θα έχουμε και πολύ μεγάλη οπισθέλκουσα. Ο Sir George Cayley και ο Otto Lilienthal στα 1800 απέδειξαν ότι οι κυρτές επιφάνειες παράγουν μεγαλύτερη άντωση αλλά και μειωμένη οπισθέλκουσα.

Αρχικά οι πτέρυγες ήταν κατασκευασμένες από πανί και ξύλο χωρίς ιδιαίτερα χαρακτηριστικά. Οι πρωταρχικοί πειραματισμοί έδειξαν την ανάγκη η αεροτομή να είναι κυρτή αλλά και να έχουμε στρογγυλεμένη πρόσθια ακμή και οπίσθια ακμή με οξεία γωνία. Συστηματικά πειράματα πραγματοποιήθηκαν πάνω σε αεροτομές, από την Βρετανική Αεροπορία αλλά και από την αμερικάνικη National Advisory for Aeronautics (NACA). Τα αποτελέσματα των πειραμάτων αυτών δοκίμων χρησιμοποιούνται ακόμη και σήμερα για τον σχεδιασμό αεροτομών, συστοιχία αεροτομών NACA.

Οι ακόλουθοι έξι όροι είναι απαραίτητοι για τον καθορισμό του σχήματος μιας τυπικής αεροτομής:

• Η επρόσθια ακμή (leading edge) • Η οπίσθια ακμή (trailing edge) • Η διαμήκης χορδή (chordline) • Η μέση χορδή (camberline) • Η ανώτερη επιφάνεια (uppersurface) • Η κατώτερη επιφάνεια (lowersurface)

Σχήμα 1.21-Γεωμετρικός σχεδιασμός αεροτομής



44


Στο (σχήμα1.21) απεικονίζεται ο γεωμετρικός σχεδιασμός μιας αεροτομής και καθορίζεται από:

• Την απόσταση μεταξύ της πρόσθιας και της οπίσθιας ακμής. • Τη διαμήκη χορδή που ενώνει την πρόσθια και την οπίσθια ακμή. • Τη κυρτότητα που καθορίζεται από τη μέση χορδή. • Το πάχος που ορίζεται ως απόσταση από τη μέση χορδή στο άκρο της

ανώτερης ή κατώτερης επιφάνειας και • Τα αεροδυναμικά χαρακτηριστικά της αεροτομής, άντωση,

οπισθέλκουσα κτλ. τα οποία μπορούν να υπολογιστούν πειραματικά σε μια αεροσήραγγα.

Στο (σχήμα 1.22) απεικονίζονται τρείς διαφορετικές αεροτομές ενώ το (σχήμα 1.23) απεικονίζει την κύρτωση της μέσης γραμμής. Επίσης, μπορεί να γίνει αντιληπτό ότι η συμμετρική αεροτομή δεν θα δημιουργήσει άντωση παρά μόνο όταν η γωνία που σχηματίζει η ελεύθερη ροή με τη διαμήκη χορδή, δηλαδή τη γωνία πρόσπτωσης, α1 είναι μεγαλύτερη του μηδενός.

Σχήμα 1.22 -Σύγκριση 3 αεροτομών Σχήμα 1.23-Διακύμανση μέσης χορδής

Για την πτέρυγα δύο διαστάσεων (2D) τα αεροδυναμικά χαρακτηριστικά παραμένουν σταθερά καθ’ όλο το μήκος της, (σχήμα 1.24α). Αυτή η παραδοχή σημαίνει ότι το μήκος είναι άπειρο έτσι ώστε να αποφύγουμε τις επιδράσεις της ροής στην πτέρυγα σε τρείς διαστάσεις. Φυσικά, καμία πτέρυγα δεν έχει άπειρο μήκος, έτσι για τις πειραματικές δοκιμές με δεδομένο ότι η πτέρυγα καλύπτει όλο το πλάτος μιας αεροσήραγγας, παραδεχόμαστε ότι η πτέρυγα είναι δύο διαστάσεων,(σχήμα 1.24β).



45


Σχήμα 1.24-Αεροτομή 2 δύο διαστάσεων

Κυκλική ροή για πτέρυγα δύο διαστάσεων είναι η ροή γύρω από μία αεροτομή. Αναπαρίσταται ως άθροισμα των επιδράσεων της ελεύθερης ροής (σχήμα 1.25α) και των επιδράσεων της κυκλικής ροής γύρω από την αεροτομή, (σχήμα 1.25β). Η ένταση της κυκλικής ροής αναπαριστάται από το (σχήμα 125γ) . Με δεδομένο ότι το ρευστό στη κυκλική ροπή στην οπίσθια ακμή δεν μπορεί να αποκτήσει άπειρη ταχύτητα, το ρευστό αποκολλάται από την οπίσθια ακμή εφαπτομενικά και ομαλά, ( σχήμα 1.25γ). Αυτή η συνθήκη ονομάζεται Kutta, θεωρία που αναπτύχθηκε από τους Kutta - Joukowsky και συσχετίζει την άντωση ανά μονάδα μήκους της πτέρυγας με την κυκλική ροή.



46


Σχήμα 1.25-κυκλική ροή για μια πτέρυγα δύο διαστάσεων

I=ρ∞V∞ Γ (1.16)

Όπου

Ι = άντωση ανά μονάδα μήκους

P∞ = Πυκνότητα ελεύθερης ροής

V∞ = ταχύτητα ελεύθερης ροής

Γ = ένταση της κυκλικής ροής

Ο συντελεστής δύο διαστάσεων (σχήμα 1.26α) δείχνει τη προκύπτουσα συνισταμένη αεροδυναμική δύναμη που ενεργεί σε μια αεροτομή. Το σημείο τομής της μέσης χορδής και της γραμμής της συνισταμένης δύναμης ονομάζεται κέντρο της πίεσης. Η προκύπτουσα αεροδυναμική δύναμη αναλύεται στην άντωση και την οπισθέλκουσα όπως φαίνεται στο (σχήμα 1.26β). Η άντωση, η οπισθέλκουσα και το κέντρο πίεσης όπως και η ροπή γύρω από το κέντρο πίεσης, για μια κυρτή αεροτομή, μεταβάλλονται ανάλογα με την μεταβολή της γωνίας πρόσπτωσης, (σχήμα 1.26γ)

Υπάρχει όμως ένα σημείο, το λεγόμενο αεροδυναμικό κέντρο, όπου η ροπή γύρω από το σημείο αυτό, είναι ανεξάρτητη από τη γωνία πρόσπτωσης, (σχήμα 1.26δ).



47


Σχήμα 1.26-αεροδυναμικά χαρακτηριστικά αεροτομής.

Τα αεροδυναμικά δεδομένα για τις αεροτομές NACA είναι πειραματικά δεδομένα για αεροτομές δύο διαστάσεων, και περιλαμβάνουν τον συντελεστή άντωσης CL, το συντελεστή οπισθέλκουσας CD, το συντελεστή ροπής (CM) 0.25c στο σημείο του ¼ της χορδής, και το συντελεστή ροπής (CM) AC στο αεροδυναμικό κέντρο. Οι μετρήσεις για τον υπολογισμό των συντελεστών αυτών περιλαμβάνουν μετρήσεις δυνάμεων και ροπών ανά μονάδα μήκους της πτέρυγας και ορίζονται ως εξής:

CL= 21L

ρ V2c (1.17)

Όπου L είναι η άντωση ανά μονάδα μήκους, ½ ρ V2 η δυναμική πίεση, και c το μήκος της χορδής,

CD= 21D

ρ V2c (1.18)

Όπου D είναι η οπισθέλκουσα ανά μονάδα μήκους και

CM= 21M

ρ V2C2 (1.19)



48


Όπου Μ είναι η ροπή ανά μονάδα μήκους.

Έχει αποδειχθεί ότι οι αεροδυναμικοί συντελεστές εξαρτώνται από τη αεροδυναμική μορφή ενός σώματος, την γωνία πρόσπτωσης, τον αριθμό Reynolds,τον αριθμό Mach, την τραχύτητα επιφάνειας και κατά πόσο τυρβώδης είναι η ροή. Το (σχήμα 1.27) απεικονίζει τα δεδομένα για την αεροτομή NACA 2415.

Σχήμα 1.27-διακύμανσεις αεροδυναμικών συντελεστών

Στο (σχήμα 1.28) έχουμε ένα διάγραμμα διακύμανσης του συντελεστή άντωσης και σε γωνία πρόσπτωσης της αεροτομής. Πρωτίστως παρατηρούμε ότι ακόμη και σε γωνία πρόσπτωσης 0 μοίρες , υπάρχει θετική άντωση. Αυτό είναι ένα χαρακτηριστικό των κυρτών αεροτομών , το οποίο σημαίνει ότι για μηδενική άντωση θα πρέπει να έχουμε αρνητική γωνία πρόσπτωσης.



49


Σχήμα 1.28-Διακύμανση συντελεστή άντωσης με γωνιά πρόσπτωσης

Παρατηρούμε επίσης, ότι για γωνία από 0 και 10 έως 12 η γωνία της άντωσης είναι ευθεία και έχουμε γραμμική αύξηση, μέχρι το σημείο στο οποίο έχουμε την μέγιστη άντωση, CL,max σημείο απώλειας στήριξης ενώ αμέσως μετά επέρχεται μείωση. Το (σχήμα 1.29) αναπαριστά αυτές τις διακυμάνσεις.

Σχήμα 1.29- απώλεια στήριξης



50


Κοντά στην γωνία που έχουμε απώλεια στήριξης η αποκόλληση του οριακού στρώματος γίνεται πού νωρίτερα και έχουμε απότομη αύξηση της οπισθέλκουσας. Πέραν του σημείου αυτού υπάρχει δραματική μείωση της άντωσης. Αντίστοιχα για αρνητικές γωνίες πρόσπτωσης έχουμε και πάλι άντωση όπως και σημείο απώλειας στήριξής. Στο (σχήμα 1.30) βλέπουμε την διακύμανση του συντελεστή οπισθέλκουσας. Η ελάχιστη τιμή είναι για μια πολύ μικρή γωνία πρόσπτωσης , ενώ για μεγάλες γωνίες η οπισθέλκουσα αυξάνει με ταχείς ρυθμούς, αλλά με θεαματικό τρόπο κοντά στο σημείο απώλειας στήριξης.

Σχήμα 1.30- διακύμανση συντελεστή οπισθέλκουσας με γωνία πρόσπτωσης

Μια πτέρυγα δύο διαστάσεων μπορεί κάλλιστα να συγκριθεί με μια τρισδιάστατη πτέρυγα, (σχήμα 1.31). Το εμβαδό επιφάνειας της πτέρυγας είναι το S, το μήκος της χορδής c και το μήκος της πτέρυγας(άνοιγμα πτέρυγας)b.

S=bc (1.20)

Αυτή είναι η λεγόμενη επιφάνεια επιπέδου πτέρυγας. Υπολογίζοντας την άντωση, την οπισθέλκουσα και την ροπή σε μια τρισδιάστατη πτέρυγα και κατόπιν χρησιμοποιώντας το εμβαδόν, την δυναμική πίεση της ελεύθερης ροής και το μήκος της χορδής μπορούμε να υπολογίσουμε τους τρισδιάστατους συντελεστές CL, CD,και Cm.



51


Σχήμα 1.31- σύγκριση συν8ηκών 2Dκαι 3D

Το σημαντικό συμπέρασμα είναι ότι μπορούμε να χρησιμοποιήσουμε τα αποτελέσματα για αεροτομές 2D μετά από κάποιες τροποποιήσεις για να συμπεριλάβουμε τις επιδράσεις 3D.

Κυκλική ροή και περιδίνηση ροής για πεπερασμένη πτέρυγα. Όπως προείπαμε μια πτέρυγα 2D μπορεί να αναπαρασταθεί ως συνδυασμός της ελεύθερης ροής και της έντασης της κυκλικής ροής Γ.

Η στατική πίεση στην ανώτερη επιφάνεια της πτέρυγας είναι πάντοτε μικρότερη από αυτή στην κατώτερη επιφάνεια. (Σχήμα 1.32α), αποδεικνύεται ότι οι πιέσεις πρέπει να είναι ίσες στα άκρα των πτερύγων, γι’ αυτό το λόγο υπάρχει ροή αέρα από την κατώτερη επιφάνεια προς την ανώτερη έτσι ώστε να υπάρχει μια εξισορρόπηση της διαφοράς πίεσης. Επιπλέον υπάρχει και η ελεύθερη ροή, (σχήμα 1.32β) που συνδυαζόμενη με τη διαφορά πίεσης, δημιουργούν μια ροή κεκλιμένη προς την εξωτερική πλευρά της πτέρυγας από την κατώτερη επιφάνεια και μια ροή κεκλιμένης προς την εσωτερική πλευρά της πτέρυγας από την ανώτερη επιφάνεια. Στο μέσο τους μήκους της πτέρυγας τα αποτελέσματα αυτά μηδενίζονται και η ροή είναι παράλληλη με την ελεύθερη ροή, (σχήμα 1.33α). Καθ’ όλο το μήκος της οπίσθιας ακμής και της άκρης της πτέρυγας υπάρχουν δίνες που ακολουθούν ελικοειδή τροχιά, (σχήμα 1.33β), ενώ στα άκρα έχουμε τις ακραίες δίνες πτέρυγας, ( σχήμα 1.33γ).

Η δίνη στην πτέρυγα ονομάζεται δεσμευμένη δίνη (σχήμα 1.34α), (σχήμα 1.34β) έχουμε την πεταλοειδή δίνη στην άκρη της πτέρυγας, ενώ στο (σχήμα 1.34γ) έχουμε την αρχική δίνη.



52


Σχήμα 1.32–πτέρυγα πεπερασμένου μήκους Σχήμα 1.33- δίνες στα άκρα πτέρυγας

Οι επιδράσεις ενός συστήματος δινών απεικονίζεται από το (σχήμα 1.35).Η δεσμευμένη δίνη είναι ανάλογη με την άντωση και συσχετίζονται ως εξής:

L=ρ∞V∞b Γ (1.21)

Όπου

L άντωση

Ρ∞ πυκνότητα αέρα ελεύθερης ροής

V∞ ταχύτητα ελεύθερης ροής

β μήκος πτέρυγας (άνοιγμα)

Γ ένταση κυκλικής ροής



53


Σχήμα 1.34-Λοκληπωμένο σύστημα περιδίνησης σε πτέρυγα Σχήμα 1.35-Επιδράσεις περιδίνησης

Μπορούμε να παρατηρήσουμε, (σχημα1.36), ότι το σύστημα των δινών κινείται καθοδικά ενώ ο αέρας εκτός του συστήματος ανοδικά. Το πρόβλημα των συστημάτων δινών είναι σοβαρό ιδιαίτερα όταν μικρά αεροπλάνα ακολουθούν μεγάλα αεριωθούμενα της πολιτικής αεροπορίας. Για το λόγο αυτό και κατά την απογείωση των αεροσκαφών υπάρχει μια καθυστέρηση για διαδοχικές απογειώσεις ή προσγειώσεις.

Σχήμα 1.36-ανοδικά και καθοδικά ρεύματα λόγω περιδίνησης

Ο λόγος όψης ορίζεται ως:

Λόγος όψης (Aspectratio) = (μήκος πτέρυγας)2 / εμβαδών πτέρυγας



54


Ή ΑR=s

b2

(1.22)

Για την ειδική περίπτωση της ορθογώνιας πτέρυγας

S = bxc (1.23)

Και

AR=cb

(1.24)

Στο (σχήμα 1.31), μπορούμε να πούμε ότι η 2D πτέρυγα έχει άπειρο μήκος, ενώ το μήκος της 3D πτέρυγα καθορίζεται από την εξίσωση (1.24). Το (σχήμα 1.36) δείχνει τη διακύμανση των συντελεστών άντωσης και οπισθέλκουσας για τις δύο πτέρυγες από πειραματικά αποτελέσματα.

Σχήμα 1.37-Επίδραση του λόγος όψης στο συντελεστή άντωσης

Για την περίπτωση που θέλουμε την ίδια άντωση από μια 3D πτέρυγα όπως προβλέπεται από τα 2D αεροδυναμικά χαρακτηριστικά πρέπει να αυξήσουμε την γωνία πρόσπτωσης ώστε:



55


α3D=α2D + Δα (1.25α) και CL(3D) =CL(2D) (1.25β)

Αυτή η αύξηση της γωνίας θα δώσει την ίδια άντωση αλλά η οπισθέλκουσα για τη 3D πτέρυγα θα είναι ίση με την οπισθέλκουσα για 2D πτέρυγα συν την οπισθέλκουσα επαγωγής.

CD = Cd + (CD) induced (1.26)

Η οπισθέλκουσα επαγωγής (CD)induced μπορεί επίσης να εκφραστεί και ως:

CDinduced =KCL2 (1.27)

Όπου το Kείναι ένας συντελεστής ανάλογος με το λόγο όψης και ένα συντελεστή απόδοσης e της πτέρυγας.

Με τους μεθόδους μείωσης οπισθέλκουσας επαγωγής μπορούμε εύκολα να εξαγάγουμε το συμπέρασμα ότι τα πειραματικά αποτελέσματα για την 2D NACA πτέρυγα, είναι δυνατόν να χρησιμοποιηθούν για να υπολογίσουμε την άντωση και την οπισθέλκουσα σε μια 3D πτέρυγα, δεδομένου ότι θα γίνουν οι απαραίτητες διορθώσεις για τις δίνες στα άκρα. Άρα για να μειωθεί η οπισθέλκουσα επαγωγής πρέπει να αυξηθεί ο συντελεστής απόδοσης της πτέρυγας και ταυτόχρονα να αυξηθεί ο λόγος όψης AR με παράλληλη αύξηση της ταχύτητας της ελεύθερης ροής. Ενδεικτικά αναφέρουμε ότι η οπισθέλκουσα επαγωγής αποτελεί το 5-15% της συνολικής οπισθέλκουσας στις υψηλές ταχύτητες πτήσης, ενώ κατά την απογείωση ή προσγείωση αποτελεί το 70%.

Ο συντελεστής απόδοσης e και το μήκος της πτέρυγας είναι οι δύο παράγοντες που μπορούμε να μεταβάλλουμε κατά τη φάση του σχεδιασμού. Στο σχήμα 1.38 έχουμε δύο αεροπλάνα με τις πτέρυγες τους να έχουν τον ίδιο συντελεστή άντωσης και το ίδιο εμβαδόν πτέρυγας. Η διαφορά έγκειται στο ότι το μήκος της δεύτερης πτέρυγας είναι διπλάσιο της πρώτης. Με αποτέλεσμα το δεύτερο αεροπλάνο (υψηλός λόγος όψης AR) να έχει χαμηλότερη οπισθέλκουσα επαγωγής. Στο (σχήμα 1.39) έχουμε ένα ανεμοπλάνο το οποίο έχει μακριά και λεπτή πτέρυγα, αλλά αυτό σημαίνει ότι υπάρχουν προβλήματα δομικής ευστάθειας της ίδιας της πτέρυγας. Χαρακτηριστικά αναφέραμε ότι στα ανεμοπλάνα έχουμε AR =15, τα μονοκινητήρια αεροπλάνα AR=6 και τα υπερηχητικά AR=2.



56


Σχήμα 1.38-Επιδράσεις του μήκους πτέρυγας

Επίσης μπορούμε να χρησιμοποιήσουμε και ακροπτέρυγες ή και δεξαμενές καυσίμων στα άκρα για να μειώσουμε την οπισθέλκουσα επαγωγής, καθιστώντας με άλλα λόγια τη ροή 2D.

Σχήμα 1.39-Πτέρυγα με υψηλό λόγο όψης

Σχήμα 1.40-σύστημα άκρων πτερύγων



57


Με το όρο κωνική επιφάνεια επιπέδου πτέρυγας, εννοούμε τη μείωση του μήκους της χορδής και το πάχος της πτέρυγας, κατά μήκος της πτέρυγας από την άτρακτο προς το άκρο ( σχήμα 1.41α).

Σχήμα 1.41-Κωνική επιφάνεια επιπέδου πτέρυγας

Ακόμη η πτέρυγα μπορεί να στρεβλωθεί γεωμετρικά, έτσι ώστε η γωνία πρόσπτωσης να μεταβάλλεται κατά μήκος, (σχήμα 1.42α), όπως επίσης μπορεί να στρεβλωθεί και αεροδυναμικά, (σχήμα 1.42β). Το αποτέλεσμα είναι η ελαχιστοποίηση της οπισθέλκουσας επαγωγής και η ελλειπτική κατανομή της άντωσης. (Σχήμα 1.42α) απεικονίζονται αυτές οι δύο μέθοδοι.

Σχήμα 1.42-παραδείγματα στρέβλωσης πτέρυγας



58


1.6 Διηχητική ροή

Έως τώρα θεωρήσαμε ότι το αεροπλάνο ήταν σε πτήση, υποηχητική ταχύτητα, με τον αέρα να θεωρείται ασυμπίεστο ρευστό. Αυξάνοντας όμως την ταχύτητα, δηλαδή πλησιάζοντας την ταχύτητα του ήχου, αυτή η απλούστευση δεν ισχύει, ο αέρας είναι συμπιεστός και έτσι υπάρχουν σημαντικά λάθη στους υπολογισμούς της οπισθέλκουσας.

Μια διαταραχή στον αέρα είναι δυνατόν να δημιουργήσει κύματα πίεσης που κινούνται με την ταχύτητα του ήχου, όπως το χαρακτηριστικό παράδειγμα μιας οβίδας όταν εκτοξεύεται από ένα πυροβόλο. Η διαταραχή που δημιουργεί κατευθύνεται προς την πρόσθια πλευρά του πυροβόλου και διευρύνεται σε ημισφαιρική επιφάνεια, (σχήμα 1.43).

Σχήμα 1.43-ταχύτητα του ήχου διακύμανσης

Σε ταχύτητες πολύ μικρότερες του ήχου το αεροπλάνο δημιουργεί διαταραχές προς όλες τις κατευθύνσεις, (σχήμα 1.44α) , με αποτέλεσμα το ρευστό σε αρκετή απόσταση έμπροσθεν του αεροπλάνου να «γνωρίζει» την επερχόμενη διέλευση του.

Με το αεροπλάνο όμως να πλησιάζει την ταχύτητα του ήχου οι διαταραχές αυτές έχουν την τάση να συγκεντρώνονται έμπροσθεν του αεροπλάνου, (σχήμα 1.44β), με αποτέλεσμα το ρευστό έμπροσθεν του αεροπλάνου να μην γνωρίζει την επερχόμενη διέλευση του.



59


Σχήμα 1.43-Σχηματισμός κύματος κρούσης

` Τέλος όταν το αεροπλάνο ταξιδεύει με την ταχύτητα του ήχου, οι διαταραχές κινούνται με την ταχύτητα του ήχου και ενώνονται όλες μαζί ακριβώς στο πρόσθιο μέρος του αεροπλάνου, (σχήμα 1.44γ) στο λεγόμενο κύμα κρούσης. Το κύμα κρούσης αποτελεί μια γραμμή στιγμιαίας μεταβολής της πίεσης της θερμοκρασίας και της πυκνότητας, μια που ο αέρας δεν γνωρίζει την επερχόμενη διέλευση του αεροπλάνου, αλλά και πρέπει ταυτόχρονα να περάσει διαμέσου του κύματος κρούσης. Ο αέρας αποκολλάται από το αεροπλάνο με αποτέλεσμα να έχουμε δραματικές αλλαγές στις αεροδυναμικές δυνάμεις.

Ο αριθμός Mach είναι ο λόγος μέτρησης της ταχύτητας του αεροπλάνου σε σχέση με την ταχύτητα του ήχου. Στο (σχήμα 1.45) έχουμε τις ζώνες των ροών ανάλογα με τον αριθμό Mach.

• Μ<0.8 Υποηχητική ροή • 0.8<Μ<1.2 Διηχητική ροή • 1.2<Μ<5 Υπερηχητική ροή • Μ>5 Υπερυπερηχητική ροή



60


Σχήμα 1.45-Ζώνες ροών

Η διηχητική ροή είναι αυτή η οποία παρουσιάζει το μεγαλύτερο πρόβλημα στις αεροδυναμικές αναλύσεις, μια που ούτε οι εξισώσεις της υποηχητικής ροής ούτε και της υπερηχητικής μπορούν να περιγράψουν πλήρως την ροή αυτή.

Στις διηχητικές όπως και στις υπερηχητικές ταχύτητες υπάρχει μια ραγδαία αύξηση της οπισθέλκουσας λόγω των υποκείμενων αλλαγών στις διακυμάνσεις της πίεσης. Η αύξηση αύτη της οπισθέλκουσας ονομάζεται κυματοειδής. Στην διηχητική ροή η οπισθέλκουσα είναι μεγαλύτερη από αυτή της υπερηχητικής γιατί υπάρχει ο ακανόνιστος σχηματισμός των κυμάτων κρούσης. Στο (σχήμα 1.46) απεικονίζεται η διακύμανση της οπισθέλκουσας της πτέρυγας ενός αεροπλάνου όπου διαφαίνεται και το <φράγμα του ήχου>. Όταν η ομαλοποίηση της ροής γίνει υπερηχητική η οπισθέλκουσα μειώνεται.

Σχήμα 1.46-Διακύμανση οπισθέλκουσας με αριθμό Mach



61


Η οπισθέλκουσα στην διηχητική ροή διακρίνεται σε δύο κατηγορίες:

1. Οπισθέλκουσα μηδενικής άντωσης, τριβής και κυματοειδής οπισθέλκουσα και

2. Οπισθέλκουσα άντωσης, οπισθέλκουσα επαγωγής και κυματοειδής οπισθέλκουσας λόγω άντωσης.

Η οπισθέλκουσα επαγωγής, λόγω της ύπαρξης των κυμάτων κρούσης επιφέρει μεγάλη απώλεια στην οπισθέλκουσα στην προωθητική ισχύ, ( σχήμα 1.47) απεικονίζεται ο σχηματισμός κυμάτων κρούσης γύρω από μια αεροτομή. Η ροή μέχρι τον αριθμό Mach περίπου 0.7~0.8 είναι συμπιεστή αλλά με μειωμένη επιρροή στην οπισθέλκουσα, υποηχητική ροή (σχήμα 1.47α). Σε κάποια χρονική στιγμή η ροή φτάνει στον κρίσιμο αριθμό Mach και η ροή έχει την ταχύτητα του ήχου, σημείο μέγιστου πάχος αεροτομής Μ=1 (σχήμα 1.47β). Όσο αυξάνει η ταχύτητα της ροής ο αριθμός μεγαλώνει και η ροή γίνεται υπερηχητική, ( σχήμα 1.47γ).

Σχήμα 1.47-Σχηματισμός κύματος κρούσης με πτέρυγα



62


Για να επιστρέψει η ροή από υπερηχητική σε υποηχητική, πρέπει να υπάρξει ένα κύμα κρούσης, με αποτέλεσμα να γίνει απότομη μείωση της ταχύτητας αλλά και απότομή αύξηση της θερμοκρασίας, το οποίο συνεπάγεται την απώλεια προωθητικής ισχύος, (σχήμα 1.48α). Επίσης, η ύπαρξη αυτών των κυμάτων δημιουργεί και αποκόλληση του οριακού στρώματος με αποτέλεσμα να έχουμε μια επιπλέον οπισθέλκουσα την λεγόμενη οπισθέλκουσα κύματος κρούσης.

Στο (σχήμα 1.47δ) απεικονίζεται η ροή για αριθμό Mach=1 , όπου έχουμε μεγάλες περιοχές με υπερηχητική ροή και τα κύματα κρούσης είναι πολύ ισχυρά. Όταν ο αριθμός Mach είναι μεγαλύτερος από 1 το κύμα κρούσης γίνεται τοξοειδές στη μύτη του αεροπλάνου, η ροή είναι παντού υπερηχητική και παράλληλη προς το αεροπλάνο, ενώ η οπισθέλκουσα κύματος κρούσης μειώνεται.

Σχήμα 1.48-Υπερηχητικά χαρακτηριστικά

Η διηχητική ροή είναι ασταθής και τα κύματα κρούσης στην επιφάνεια του αεροπλάνου έχουν την τάση να μετακινούνται συνεχώς εμπρός - πίσω εμποδίζοντας και αποκολλώντας τη ροή, με αποτέλεσμα ο πιλότος να αισθάνεται κλυδωνισμούς στα πηδάλια ελέγχου, ιδιαίτερα όταν το αεροπλάνο σπάει το φράγμα του ήχου, ( σχήμα 1.48β).

Το μεγαλύτερο αεροδυναμικό πρόβλημα στην διηχητική ροή είναι η επίτευξη της καθυστέρησης της εμφάνισης του κύματος κρούσης για αριθμό Mach όσο ποιό κοντά στο 1 γίνεται με αποτέλεσμα να μην απαιτείται επιπλέον ισχύς από ποιο χαμηλές ταχύτητες. Έτσι χρησιμοποιούμε :



63


1. Λεπτές αεροτομές. 2. Πρόσθιες ή οπίσθιες γωνίες σάρωσης. 3. Πτέρυγες με χαμηλό λόγο όψης AR. 4. Ελάττωση –εξαφάνιση του οριακού στρώματος και

μηχανισμούς περιδίνησης. 5. Υπερκρίσιμες αεροτομές και παραλληλισμό επιφάνειας.

Λεπτές αεροτομές - Η αύξηση της οπισθέλκουσας στην διηχητική ροή είναι ανάλογη του τετραγώνου του λόγου πάχους προς μήκος της μέσης χορδής. Έτσι για μια λεπτότερη αεροτομή οι ταχύτητες του αέρα είναι μικρότερες από ότι για μια αντίστοιχη παχύτερη αεροτομή, με αποτέλεσμα να είναι δυνατή η πτήση σε υψηλότερους αριθμούς Mach ποιο κοντά στην ταχύτητα του ήχου. Τα βασικά μειονεκτήματα των λεπτών αεροτομών είναι η χαμηλή άντωση που αναπτύσσουν στις υποηχητικές ταχύτητες και το ότι έχει μειωμένη δυναμικότητα στην δομική κατασκευή όσο αφορά τις δεξαμενές καυσίμων (σχήματα 1.49α) και (1.49β). Στο (σχήμα 1.50( απεικονίζεται η επίδραση της λεπτής αεροτομής στην οπισθέλκουσα σε διηχητική ροή όπου είναι φανερό η καθυστέρηση εμφάνισης της.

Σχήμα 1.49-Λεπτές αεροτομές Σχήμα 1.50-Επίδραση πάχους αεροτομής στη διηχητική οπισθέλκουσα



64


Γωνία σάρωσης Η υψηλή γωνία σάρωσης έχει το πλεονέκτημα να καθυστερεί σημαντικά την εμφάνιση των κυμάτων κρούσης για υψηλότερους αριθμούς Mach, ενώ παράλληλα μειώνει την οπισθέλκουσα σε όλο το εύρος των αριθμών Mach (σχήμα 1.51) συσχετισμός συγκριτικών πειραματικών δεδομένων. Το αποτέλεσμα της αυξημένης γωνίας σάρωσης Λ, ουσιαστικά δημιουργείται μια λεπτή αεροτομή, (σχήμα 1.52). Στο (σχήμα 1.53), έχουμε ένα σύγχρονο αεριωθούμενο με πρόσθια γωνία σάρωσης, γεγονός βέβαια που το καθιστά ασταθές σε χαμηλές ταχύτητες .

Σχήμα 1.51-Επίδραση της γωνίας σάρωσης στην οπισθέλκουσα.



65


Σχήμα 1.52–Επίδραση της γωνίας σάρωσης στο λόγο πάχους /χορδής.

Σχήμα 1.53-HFB 320 Hansa –jet με πρόσθια γωνία σάρωσης

Το μειονέκτημα της εφαρμογή της γωνίας σάρωσης είναι ότι η ροή κατευθύνεται κατά το μήκος της πτέρυγας. Έτσι για οπίσθια γωνία σάρωσης (sweepback) το οριακό στρώμα μεγαλώνει προς τα άκρα, ενώ για πρόσθια γωνία σάρωσης ( sweepforward ) το οριακό στρώμα μεγαλώνει προς την βάση της πτέρυγας. Σαν λύση στο πρόβλημα αυτό μπορούμε να εφαρμόσουμε στην άνω επιφάνεια της πτέρυγας αεροδυναμικούς κόφτες ροής και να έχουμε ροή παράλληλη προς το διαμήκη άξονα του αεροπλάνου (σχήμα 1.54α).



66


Μικρός λόγος όψης - Έχοντας λόγο όψης μικρότερο από 4 μπορούμε να επιτύχουμε αύξηση του κρίσιμου αριθμού Mach, αλλά με μειονεκτήματα στις υποηχητικές ταχύτητες.

Ελάττωση- εξαφάνιση του οριακού στρώματος - Ελαττώνοντας το πάχος του οριακού στρώματος στην άνω επιφάνεια της πτέρυγας επιταχύνουμε υψηλότερους κρίσιμους ρυθμούς Mach με αποτέλεσμα να ελαχιστοποιούμε τις επιδράσεις των κυμάτων κρούσης στο υποηχητικό οριακό στρώμα.

Μηχανισμοί περιδίνησης - Οι μηχανισμοί αυτοί είναι ουσιαστικά μικρές επιφάνειες κάθετα τοποθετημένες στην επιφάνεια της πτέρυγας (σχήμα 1.54β). Δημιουργούν δίνες στον αέρα έξω από το οριακό στρώμα έτσι ώστε να επηρεαστεί η ροή στο οριακό στρώμα, με αποτέλεσμα να αποφευχθεί η απώλεια στήριξης. Η λύση αυτή είναι επιθυμητή και οικονομική για αεροπλάνα τα οποία περούν σε υψηλό Mach.

Σχήμα 1.54-Κόφτες απώλεια στήριξης

Υπερκρίσιμες αεροτομές και παραλληλισμός επιφάνειας (ομαλοποίηση επιφάνειας προσβολής) - Στο (σχήμα 1.55α) έχουμε μια κλασική αεροτομή κοντά στο Μ =1, όπου φαίνονται τα κύματα κρούσης και το αποκολλημένο οριακό στρώμα. Αντίθετα στο (σχήμα 1.55β) έχουμε μια υπερκρίσιμη αεροτομή για τον ίδιο αριθμό Mach. Εδώ βλέπουμε την ποιό επίπεδη άνω επιφάνεια γεγονός που καθυστερεί την εμφάνιση αλλά και την ένταση των κυμάτων κρούσης σε μια περιοχή κοντά στην οπίσθια ακμή. Ο κρίσιμος αριθμός Mach είναι 0.99. το πλεονέκτημα αυτής της λύσης είναι η αυξημένες επιδόσεις των πολιτικών αεροπλάνων.



67


Η μείωση της καμπυλότητας σημαίνει και μείωση της άντωσης, αλλά σαν λύση εφαρμόζεται και η καμπυλότητα κοντά στην οπίσθια ακμή.

Σχήμα 1.55-Κλασική και υπερκρίσιμη αεροτομή.

Δυο πλεονεκτήματα προκύπτουν χρησιμοποιώντας την υπερκρίσιμη αεροτομή (α) υψηλές υποηχητικές ταχύτητες Μ ~ 1 και (β) μείωση βάρους άρα και αυξημένη άντωση , (σχήμα 1.56).

Σχήμα 1.56-Χρήσεις υπερκρίσιμης αεροτομής

Η χρήση της υπερκρίσιμης πτέρυγας συνήθως γίνεται συγχρόνως με την εφαρμογή του παραλληλισμού της επιφάνειας . Παραλληλισμός επιφάνειας σημαίνει ότι η οπισθέλκουσα τόσο διηχητικά όσο και υπερηχητικά, ελαχιστοποιείται όταν το εμβαδόν της διατομής του αεροπλάνου κατά μήκος του διαμήκη άξονα, μπορεί να προβληθεί σαν μια ομαλή καμπύλη,(σχήματα 1.57α)και( 1.57β).



68


Σχήμα 1.57-Ομαλοποίηση επιφάνειας προσβολής

Ο παραλληλισμός της επιφάνειας χρησιμοποιείται επίσης και στα πολιτικά αεροπλάνα, (σχήμα 1.58) με αποτέλεσμα να έχουμε πτήσεις με αριθμό Mach~ 0.99.

Σχήμα 1.57–Ομαλοπόιηση επιφάνειας προβολής για ταχύτητες Μ-1



69


1.7Υπερηχητική ροή

Στο προηγούμενο κεφάλαιο αναλύσαμε τη διηχητική ροή και ιδιαίτερα για τις λύσεις που εμφανίζονται στην καθυστέρηση εμφάνισης της οπισθέλκουσας. Επίσης είδαμε ότι το κύμα κρούσης έχει σχήμα τοξοειδές για αριθμούς Mach>1.0, που στην πραγματικότητα το σχήμα του είναι κωνικό, κώνος Mach. Εκτείνεται από τη μύτη του αεροπλάνου και προς τα πίσω, όπως φαίνεται στο (σχήμα 1.59), με την γωνία σάρωσης του να αυξάνει με την αύξηση του αριθμού Mach. Εάν η πτέρυγα του αεροπλάνου έχει οπίσθια γωνία σάρωσης, τότε η ροή στην πτέρυγα είναι υποηχητική και έχουμε χαμηλή οπισθέλκουσα. Στο (σχήμα 1.60),απεικονίζεται μια πτέρυγα τύπου Δέλτα, που έχει το πλεονέκτημα ότι παρουσιάζει μεγαλύτερο εμβαδόν επιφάνειας πτέρυγας, άρα και μικρότερη απώλεια άντωσης. Σε υψηλούς αριθμούς Mach ο κώνος Mach, πλησιάζει την πρόσθια ακμή της πτέρυγας με αποτέλεσμα να έχουμε ραγδαία αύξηση της οπισθέλκουσας, καθιστώντας επιθυμητή την χρήση της ευθείας πτέρυγας, (σχήμα 1.61).

Σχήμα 1.59– Κώνος Machκαι γωνία σάρωσης



70


Σχήμα 1.60–Αεροπλάνο με πτέρυγα δέλτα

Σχήμα 1.61–Διακύμανση συντελεστών οπισθέλκουσας για αριθμούς Mach μεγαλύτερους του 1

Για αεροπλάνα τα οποία είναι σχεδιασμένα για πολλαπλές αποστολές, π.χ. υποηχητική ή υπερηχητική πτήση, είναι προτιμότερο να συνδυαστούν ευθεία πτέρυγα και γωνία σάρωσης. Δηλαδή με άλλα λόγια να έχουμε μια πτέρυγα με μεταβλητή γωνία σάρωσης. (Σχήμα 1.62), έχουμε συγκριτικά αποτελέσματα για την αεροδυναμική απόδοση για δυο αεροπλάνα, ένα με ευθεία πτέρυγα και ένα με μεταβλητή γωνία σάρωσης. Το μειονέκτημα της μεταβλητής γωνίας σάρωσης έγκειται στο γεγονός ότι χρειάζονται πολύπλοκοι μηχανισμοί λειτουργίας, όπως για τα αεροπλάνα στο (σχήμα 1.63).



71


Σχήμα 1.62–Διακύμανση λόγου (L/D)μεγ για αριθμούς μεγαλύτερους Mach του 1 , και αεροπλάνα μεταβλητής γωνιάς σάρωσης

Τα σχεδιαστικά πρότυπα των πτερύγων για υπερηχητικές ταχύτητες είναι τα ίδια με αυτά για διηχητική πτήση.

Σχήμα1.63 –Αεροπλάνα μεταβλητής γωνίας σάρωσης (α) Mirage IIIG (β) Fitter B (γ )F-111A (δ) F-14A

Στο πέρασμα του χρόνου υπήρξαν ιδέες , οι οποίες υλοποιήθηκαν αλλά και μετά εγκαταλείφθηκαν, για την κατασκευή υπερηχητικών μεταφορικών αεροπλάνων, Supersonic Transport SST. Οι αμερικανοί γρήγορα εγκατέλειψαν την ιδέα, ενώ η Γάλλο-Βρετανική πρόταση με το Concorde λειτούργησε επιτυχημένα μέχρι πριν από λίγα χρόνια, 2004, για υπερατλαντικές πτήσεις. Τέλος οι ρώσοι κατασκεύασαν και αυτοί ένα SST, το TU-144 το οποίο σταμάτησε να πετά το 1978. Το θέμα ήταν κυρίως οικονομικής φύσεως, ακριβή συντήρηση και ακριβά λειτουργικά κόστη, όπως



72


επίσης η μη μεγάλη αποδοχή από το επιβατικό κοινό. Επίσης εμφάνιζαν και αρκετά προβλήματα κατά την χρήση τους, υψηλά επίπεδα θορύβου όταν πετούσαν πάνω από κατοικημένες περιοχές αλλά και έλλειψη αεροδρομίων με μακρύς διαδρόμους προσγείωσης.

Οι αμερικανικές λύσεις για τα SST ήρθαν από την Lockheed, με πτέρυγα τύπου Δέλτα, και από τη Boeing με πτέρυγα με μεταβλητή γωνία σάρωσης.

Σχήμα 1.64–Διαμόρφωση αεροπλάνου Lockheed SST

Προβλήματα εμφανίστηκαν με την δυσκολία εξισορρόπησης της μύτης του αεροπλάνου στην μετάβαση από υποηχητική σε υπερηχητική πτήση. Έτσι χρησιμοποιήθηκαν πτερύγια Canard στο πρόσθιο μέρος του αεροπλάνου, (σχήμα 1.64α), αλλά και πτέρυγα τύπου Διπλού Δέλτα, (σχήμα 1.64β). Ο σχεδιασμός αυτός του διπλού δέλτα (σχήμα 1.65α), προσέφερε αεροδυναμικά πλεονεκτήματα ,όπως τις δίνες που δημιουργούνται από την πρόσθια ακμή που έχει ως αποτέλεσμα την αύξηση της άντωσης, (σχήμα 1.65β). Περαιτέρω, διαπιστώθηκε ότι χρειαζόταν λιγότερα αεροδυναμικά πηδάλια, flaps και slats, ενώ κατά την προσγείωση το αεροπλάνο μπορούσε να επιτύχει χαμηλότερες ταχύτητες λόγω της επίδρασης του εδάφους, ground - cushioneffect. (Στο σχήμα 1.66) έχουμε το Γάλλο-βρετανικό Concorde και το Ρωσικό TU-144.



73


Σχήμα 1.65 –Ανυψωτικές δίνες σε αεροπλάνο με πτέρυγα τύπου διπλού δέλτα

Σχήμα 1.66 (α) Γάλλο –Βρετανικό Concorde(β) Ρωσικό TU - 144

Η Boeing, κατασκεύασε το 2707-100, μεταβλητή γωνία σάρωσης, (σχήμα 1.67), με ιδιαίτερο μεγάλο μέγεθος για την μεταφορά μεγάλων φορτίων. Επίσης ο λόγος άντωσης/ οπισθέλκουσας, για υπερηχητική πτήση, αυξήθηκε από 6.75 στο 8.2, και οι κινητήρες μετατοπίστηκαν προς το οπίσθιο τμήμα έτσι ώστε να μην επηρεάζουν τα ουραία πηδάλια.



74


Σχήμα 1.67-Εξέλιξη σχεδιασμού Boeing SST

Δυστυχώς την εποχή εκείνη, δεκαετίες ’60 και ’70, δεν υπήρχαν οι τεχνολογικές εξελίξεις άρα και οι αντίστοιχες λύσεις για μικρότερους και ελαφρύτερους μηχανισμούς για τη λειτουργία της μεταβλητής γωνίας σάρωσης, για τη μείωση του μεγάλου απόβαρου.

Το Γάλλο-Βρετανικό Concorde και το Ρωσικό TU-144 είχαν σχεδιαστεί για υπερηχητική πτήση 2.2<Μ<2.4. Το 2707-100 της Boeing είχε σχεδιαστεί για Μ =2.7, ενώ έγιναν και δοκιμαστικές πτήσεις για Μ=3.2,( σχήμα 1.68).

Σχήμα1.68- Εξελιγμένος σχεδιασμός Langley SST



75


1.8Φράγμα του ήχου

Ένα από τα πιο δυσεπίλυτα προβλήματα στις υπερηχητικές πτήσεις είναι η διάσπαση του φράγματος του ήχου. Για να κατανοήσουμε το φράγμα του ήχου, θα πρέπει να κατανοήσουμε την δημιουργία των κυμάτων κρούσης στις υπερηχητικές ταχύτητες.

Ένα αεροπλάνο που ίπταται υπερηχητικά, δημιουργεί δύο ειδών κύματα κρούσης, ένα στην μύτη (τοξοειδές κύμα κρούσης) και ένα ουραίο κύμα κρούσης.

Το κύμα κρούσης προέρχονται από το πιλοτήριο, την πρόσθια ακμή της πτέρυγας, τις βάσεις των κινητήρων κτλ. και έχουν την τάση να ενωθούν με τα κυρίως κύματα σε κάποια απόσταση από το αεροπλάνο, (σχήμα 1.69). Τα αποτελέσματα των κυμάτων πίεσης που δημιουργούνται έχουν το σχήμα «Ν». Αυτά τα κύματα πίεσης μπορούν να εξηγηθούν σαν μια απότομη συμπίεση πάνω από την ατμοσφαιρική πίεση ακολουθούμενη από μια απότομη αποσυμπίεση χαμηλότερα από την ατμοσφαιρική πίεση ενώ τέλος έχουμε μια επανασυμπίεση στην ατμοσφαιρική πίεση. Η διαδικασία αυτή λαμβάνει χώρα σε χρόνο λιγότερο από το 1/10 του δευτερολέπτου και ως αποτέλεσμα έχουμε ένα διπλό θόρυβο, το λεγόμενο φράγμα του ήχου.

Αυτές οι διακυμάνσεις στην πίεση, άρα και το φράγμα του ήχου, προκαλούνται από διάφορους παράγοντες, όπως τη γωνία πρόσκρουσης, το υψόμετρο, το εμβαδό της διατομής, τον Mach, τις αναταράξεις της ατμόσφαιρας, τις ατμοσφαιρικές συνθήκες αλλά και την επιφάνεια του εδάφους. Στο (σχήμα 1.70), βλέπουμε ότι οι διακυμάνσεις στην πίεση είναι ανάλογες με την γωνία πρόσκρουσης και το εμβαδό διατομής του αεροπλάνου. Είναι αντιστρόφως ανάλογες με το υψόμετρο, ενώ με την αύξηση του αριθμού Mach πρώτα έχουμε αύξηση και μετά μείωση των διακυμάνσεων αυτών.



76


Σχήμα1.69-Φράγμα του ήχου

Οι αναταράξεις τις ατμόσφαιρας μπορεί να ομαλοποιήσουν το κύμα σχήματος «Ν», δηλαδή να επιφέρουν μια μικρότερη διάταξη λόγω του φράγματος του ήχου αλλά και αντίθετα να ενισχύσουν το κύμα σχήματος «Ν».

Οι αντανακλάσεις των διακυμάνσεων πίεσης στο έδαφος ή και στα κτίρια, μπορεί να προκαλέσουν πολλαπλά φράγματα ήχου αλλά και μετά- φράγματος δονήσεις. Σε κανονικές ατμοσφαιρικές συνθήκες η ταχύτητα του ήχου είναι αντιστρόφως ανάλογη με το υψόμετρο.

Σχήμα 1.70-Παράγοντες που επηρεάζουν την υπερπίεση στο φράγμα του ήχου



77


Στο (σχήμα 1.71), απεικονίζονται οι διευθύνσεις προς τις οποίες διαθλώνται οι διακυμάνσεις της πίεσης. Το φράγμα του ήχου έχει την μεγαλύτερη ένταση σε ένα σημείο ακριβώς κάτωθεν του αεροπλάνου, ενώ εξαφανίζεται εκατέρωθεν της γραμμής πτήσης του αεροπλάνου. Έχει ενδιαφέρον να παρατηρήσουμε ότι σε ένα υπερηχητικό αεροπλάνο το οποίο αλλάζει διεύθυνση, είναι δυνατό τα κύματα κρούσης να συγκεντρωθούν τοπικά στο σημείο τομής τους στο έδαφος και σαν αποτέλεσμα να έχουμε το «υπερφράγμα του ήχου».

Σχήμα 1.71-Διάθλαση κυμάτων κρούσης

Αυτό είναι ίσως και το πιο σοβαρό μειονέκτημα των υπερηχητικών αεροπλάνων, δηλαδή το ότι μπορεί να προκαλέσει ζημιές σε κτίρια αλλά και να ενοχλήσει τους πολίτες στην περιοχή πάνω από την οποία ίπταται.



78


ΑΕΡΟΔΥΝΑΜΙΚΑ ΧΑΡΑΚΤΗΡΙΣΤΙΚΑ ΤΟΥ ΑΕΡΟΠΛΑΝΟΥ

2.1 Γενικά

Όταν ένα στερεό σώμα τυχαίου σχήματος ,κινείται με σταθερή ταχύτητα μέσα στον αέρα , τότε εξασκείται γενικά σ’ αυτό μια δύναμη ροής R, και μια ροπή M . Οι δυνάμεις αυτές παρουσιάζουν αξιόλογο ενδιαφέρον από αεροδυναμικής πλευράς , και η ανάλυση και η μελέτη αυτών συνιστούν ένα από τα ενδιαφέροντα της εφαρμοσμένης αεροδυναμικής η της αεροδυναμικής του αεροπλάνου .

Σκοπός λοιπόν της αεροδυναμικής του αεροπλάνου είναι η παροχή πληροφοριών για τις αεροδυναμικές δυνάμεις και την εξάρτηση τους από το γεωμετρικό σχήμα τον διαφόρων τμημάτων του αεροπλάνου , από τα οποία βασικότερα είναι η πτέρυγα , η άτρακτος και το ουραίο πτέρωμα .

Σε αυτό το κεφάλαιο θα ασχοληθούμε γενικά με την γεωμετρία των τμημάτων του αεροπλάνου , καθώς και με την ανάλυση των δυνάμεων που ασκούνται στο αεροπλάνο κατά την κίνηση του μέσα στον ατμοσφαιρικό αέρα.



79


2.2 Δυνάμεις και ροπές στο αεροπλάνο – Σύστημα αξόνων

Για την περίπτωση της κινήσεως του αεροπλάνου , η συνισταμένη δύναμη του αέρα η οποία εξασκείται σε αυτό , αναλύεται γενικά σε τρεις δυνάμεις και τρεις ροπές . Αυτές οι έξι συνιστώσες αντιστοιχούν στους έξι 'βαθμούς ελευθερίας της κινήσεως του αεροπλάνου . Για την περιγραφή αυτών των δυνάμεων και των ροπών καθορίζουμε δυο διαφορετικά συστήματα αξόνων , όπως φαίνεται στο (σχήμα 2.1).

Σχήμα 2.1-Δυνάμεις και ροπές σε ένα αεροπλάνο

A) Ένα σταθερό σύστημα αξόνων με συντεταγμένες xf, yf, και zf.

B) Ένα μεταβλητό σύστημα αξόνων με συντεταγμένες χe, ye, ze

Οι αρχές Ο, το συντεταγμένων και των δυο συστημάτων συμπίπτουν και βρίσκονται στο επίπεδο συμμετρίας του αεροπλάνο. Με το όρο " επίπεδο συμμετρίας" εννοούμε το επίπεδο, που ορίζεται από τον διαμήκη xf και τον κάθετο zf άξονα του αεροπλάνου. Η ακριβή θέση ΟΕ των αρχών αυτών των συστημάτων, στο επίπεδο συμμετρίας, εκλέγεται σε κάθε περίπτωση διαφορετικά. Έτσι για μελέτη μηχανικής πτήσεως λαμβάνεται σαν αρχή Ο το κέντρο βάρους του αεροπλάνου, ενώ για αεροδυναμικούς υπολογισμούς το Ο καθορίζεται από την γεωμετρία του αεροπλάνου. Ακόμη, όπως φαίνεται και από το (σχήμα 2.1), το μεταβλητό σύστημα αξόνων. Έχει με το αεροπλάνο του σταθερού συστήματος, τον εγκάρσιο άξονα yf=ye κοινό, λαμβάνεται δε αυτό από του επί του αεροπλάνου σταθερού "συστήματος" με στροφή γύρω από τον εγκάρσιο άξονα κατά γωνία a.



80


Με αυτές τις προϋποθέσεις οι δυνάμεις και οι ροπές, οι οποίες εξασκούνται στο αεροπλάνο για κάθε σύστημα είναι :

A) Σταθερό σύστημα

xf - άξονας Διαμήκης δύναμης xf - Ροπή διατοιχισμού ff

Yf- Άξονας Εγκάρσια δύναμη

Ροπή προνεύσεως mf

Zf –Άξονας Κάθετης δύναμης

Ροπή εκτροπής nf

Β) Μεταβλητό σύστημα

Xe – Άξονας Διαμήκης δύναμης

Ροπή διατοιχισμού fe

Ye- Άξονας εγκάρσιας δύναμης ye

Ροπή προνεύσεως Me

Ze- Άξονας Κάθετης Δύναμη ze

Ροπή εκτροπής ne



81


Στην αεροδυναμική συνηθίζεται εκτός από τις προηγούμενες δυνάμεις και ροπές να " χρησιμοποιούνται " και η άντωση L και η οπισθέλκουσα D. Αυτές οι δυο δυνάμεις σε συνάρτηση με τις προηγούμενες, ντύνονται από τις σχέσεις:

L=-Ze (2.1)

D=-Xe (2.2)

Επίσης από το γεγονός ότι συμπίπτουν οι εγκάρσιοι άξονες Yf = Ye έχουμε και

Yf = Ye (2.3)

Και

Mf=Me (2.4)

Τέλος, για την μετατροπή δυνάμεων από το ένα σύστημα αξόνων στο άλλο, ισχύουν οι επόμενοι τύποι:

Α) Μεταβλητό -> Σταθερό

Xecosa- Zesina,

Xf=Xe cos a –Ze sin a,

Zf =Ze cos a + Xe sin a,

Ff=Fe cos a- Ne sin a,

Nf=Ne cos a+ Le sin a,

Β) Σταθερό -> Μεταβλητό

Xe= Xf cos a+Zf sin a,

Ze= Zf cos a – Xf sin a,

Fe=Ef co a+Nf sin a,

Ne=Nf cos a-Ff sin a.



82


2.3 Γεωμετρία της πτέρυγας

Οι πτέρυγες είναι το κύριο αεροδυναμικό μέρος του αεροπλάνου, οι οποίες με το ειδικό τους σχήμα δημιουργούν την αναγκαία άντωση καθώς και την ευστάθεια προς τον διαμήκη άξονα του αεροπλάνου, χωρίς να παρουσιάζουν μεγάλη οπισθέλκουσα κατά την κίνηση τους.

Την πτέρυγα ενός αεροπλάνου μπορεί να την περιγράψει κανείς σαν ένα επίπεδο σώμα, του οποίου η μια διάσπαση (πάχος) συγκριτικά με τις δύο άλλες διαστάσεις (" εκπέτασμα και μήκος χορδής αεροτομής) είναι πολύ μικρή. Γενικά η πτέρυγα έχει ένα επίπεδο συμμετρίας, το οποίο συμπίπτει με το επίπεδο συμμετρίας του αεροπλάνου.

Το γεωμετρικό σχήμα τις πτέρυγας καθορίζεται κυρίως από την κάτοψη, (πτερυγιακή επιφάνεια και γωνία βέλους), την αεροτομή (πάχος, "σκελετός") την συστροφή, και την δίεδρη γωνία. (Σχήμα 2.2)

Σχήμα 2.2- Γεωμετρία πτέρυγας



83


2.3.1 Κάτοψη πτέρυγας

Για να μπορούμε να περιγράψουμε την γεωμετρία της πτέρυγας , καθορίζουμε επάνω σε αυτήν ένα σταθερό σύστημα καρτεσιανών συντεταγμένων (σχήμα 2.3) με τον x-άξονα κατά μήκος της ατράκτου , με θετική φορά προς τα πίσω , τον y-άξονα κάθετο στο συμμετρικό επίπεδο της πτέρυγας με θετική φορά προς τα δεξιά και τον z- άξονα , ο οποίος είναι κάθετος στο επίπεδο Oxy με θετική φορά προς τα επάνω . Η αρχή του συστήματος των αξόνων τοποθετείται ή στο εμπρός σημείο της ακμής της εσωτερικής τομής της πτέρυγας (σχήμα 2.3) ή στο " γεωμετρικό ουδέτερο σημείο " το οποίο θα ορίσουμε στο τέλος της μελέτης μας . Με αυτήν την τοποθέτηση του τρεισορθογωνίου συστήματος καρτεσιανών συντεταγμένων , η κάτοψη της πτέρυγας μετριέται στο επίπεδο Oxy, η συστροφή και η διατομή στο επίπεδο Oxz και η δίεδρη γωνία στο επίπεδο Oyz .

Έτσι όσον αφορά την κάτοψη της πτέρυγας ονομάζουμε εκπέτασμα b αυτής το μέγιστο άνοιγμα τον πτερύγων κατά την διεύθυνση του y-άξονα αυτό καθορίζεται από την σχέση:

b = 2 s (2.5)

Όπου s είναι το μισό του ανοίγματος τον πτερύγων . Σε σύστημα καρτεσιανών συντεταγμένων το εκπέτασμα της πτέρυγας δίνεται από τις σχέσεις:

ξ =sx , n=

sy , ζ =

sz

Όπου εδώ το s είναι αδιάστατο μέγεθος.

Το άνοιγμα της πτέρυγας κατά μήκος του x-άξονα προσδιορίζεται από το μήκος της χορδής c(y) το οποίο είναι συνάρτηση της εγκάρσιας συντεταγμένης y . Το μήκος χορδής της εσωτερικής τομής της πτέρυγας (y=0) συμβολίζεται με c 1 ενώ της εξωτερικής τομής (y= ± s) με c a . Το

(σχήμα 2.3) εξηγεί τα γεωμετρικά μεγέθη για μια τραπεζοειδή τριγωνική και ελλειψοειδή κάτοψη πτέρυγας.



84


Σχήμα 2.3 Τα γεωμετρικά μεγέθη για μια τραπεζοειδή τριγωνική και ελλειψοειδή κάτοψη πτέρυγας

Σημειώνουμε εδώ ότι για μια πτέρυγα με τραπεζοειδή κάτοψη, μια σπουδαία γεωμετρική παράμετρος είναι ο λόγος εκλεπτύνσεως λ τον οποίο μας δίνει η σχέση:

Λ=i

a

cc (2.6)

Όπου Ca και Ci είναι τα μήκη της εξωτερικής και εσωτερικής χορδής της πτέρυγας αντίστοιχα. Επίσης, μια ιδιαίτερη περίπτωση της τραπεζοειδούς πτέρυγας είναι η τριγωνική πτέρυγα με ευθεία την οπίσθια ακμή. Αυτή είναι η γνωστή Δ- πτέρυγα.

Ένα άλλο "μέγεθος", το οποίο αναφέρεται στην κάτοψη της πτέρυγας, είναι η πτερυγική επιφάνεια αυτής S, που ορίζεται ως η προβολή της πτέρυγας στο επίπεδο Oxy. Για την περίπτωση χορδών με μη σταθερά μήκη, η πτερυγική επιφάνεια S βρίσκεται από την σχέση:

S= dyycs

s

)(−∫ (2.7)



85


Όπου c(y) είναι η κατανομή των μηκών της εσωτερικής και εξωτερικής χορδής κατά μήκος του ανοίγματος .

b=2s.

Η επιμήκυνση της πτέρυγας Λ προσδιορίζετε από τη σχέση :

Λ=s

b2

(2.8)

Και είναι ένα μέτρο το οποίο προσδιορίζει τη λεπτότητα της πτέρυγας κατά τη διεύθυνση του ανοίγματος αυτής. Έτσι, σε μια πτέρυγα με σταθερό μήκος χορδής(ορθογώνια)έχουμε:

S=bc (2.9)

Οπότε η επιμήκυνση Λ της ορθογώνιας πτέρυγας είναι:

Λ= cb

( 2.10)

Από την πτερυγική επιφάνεια της πτέρυγας S και το εκπέτασμα b αυτής μπορεί να υπολογισθεί συμπληρωματικά η μέση χορδή από τη σχέση:

Cm= bs

(2.11)

Με την βοήθεια αυτής της σχέσεως μπορούμε να γράψουμε για την επιμήκυνση Λ τη σχέση:

Λ= mcb

(2.12)

Με τον όρο γωνία βέλους της πτέρυγας φ(y), εννοούμε την μετατόπιση των τομών της πτέρυγας κατά τη διεύθυνση του χ-άξονα, η οποία δίνετε από τη σχέση:

Tan φ(y) =, dy

ydx )( (2.13)

Όπου X(y) είναι η συνδετική γραμμή σημείων ίσης ποσοστιαίας αποσπάσεως από το χείλος προσβολής της εκάστοτε τομής y.



86


2.3.2 Διατομή πτέρυγας

2.3.2.1 Γενικά

Για την εύκολη και αποδοτική παραγωγή αντώσεως, απαιτείται βασικά η κατάλληλη μορφή της διατομής της πτέρυγας, η οποία χαρακτηρίζεται από την αεροτομή της. Λέγοντας αεροτομή, εννοούμε την τομή της πτέρυγας από ένα επίπεδο παράλληλο, προς το επίπεδο συμμετρίας του αεροπλάνου. ( Σχήμα 2.4). Έτσι η αεροτομή είναι παράλληλη προς το επίπεδο x-z και γενικά είναι η συνάρτηση του y. Η αεροτομή χαρακτηρίζεται από ορισμένα γεωμετρικά στοιχεία, που είναι τα ακόλουθα:

Σχήμα 2.4

α . Σκελετός της αεροτομής: Ονομάζεται η γραμμή η οποία ενώνει τα κέντρα των κύκλων που είναι εγγεγραμμένα στην αεροτομή.

β . Xείλος προσβολής : Ονομάζεται το εμπρόσθιο σημείο του σκελετού της αεροτομής.



87


γ . Xείλος εκφυγής : Ονομάζεται το οπίσθιο σημείο του σκελετού της αεροτομής.

δ . Xορδή (C) : Είναι η ευθεία που ενώνει το χείλος προσβολής με το χείλος εκφυγής της αεροτομής.

ε . Μέγιστο πάχος (t) :Είναι η διάμετρος του μεγαλύτερου εγγεγραμμένου κύκλου στην αεροτομή.

στ . Καμπυλότητα αεροτομής(f) : Είναι η μεγαλύτερη υπερύψωση του σκελετού της αεροτομής από την χορδή αυτής.

ζ . Ράχη-Κοιλία της αεροτομής : Ράχη της αεροτομής ονομάζεται η καμπύλη, που ενώνει το χείλος προσβολής με το χείλος εκφυγής , περιρρέετε από τον αέρα και στην κανονική πτήση είναι στραμμένη προς τον ουρανό, ενώ κοιλία είναι η αντίστοιχη καμπύλη η στραμμένη προς την γη.

Επίσης σε κάθε αεροτομή έχουμε τα χαρακτηριστικά μεγέθη:

Xt= Θέση του μέγιστου πάχους

Xf= Θέση της μέγιστης καμπυλότητας

Με βάση τους πιο πάνω ορισμούς μπορούμε να ορίσουμε σε κάθε αεροτομή και τα ακόλουθα αδιάστατα μεγέθη:

t/c : Σχετικό πάχος

f/c : Σχετική καμπυλότητα

xt/c : Σχετική θέση μέγιστου πάχους

xf/c: Σχετική θέση μέγιστης καμπυλότητας

Για την περίπτωση μια τυπικής υποηχητικής αεροτομής έχουμε γενικά ότι:

cxt =30% και

cx f =41%.



88


2.3.2.2)Τυποποίηση αεροτομών κατά NACA

Από τότε που άρχισαν να εξελίσσονται τα αεροπλάνα και να κατασκευάζονται διάφοροι τύποι αυτών , δημιουργήθηκε η ανάγκη να μετρηθούνε σε αεροσήραγγας οι διάφορες αεροτομές , ώστε να είναι εύκολη η χρήση τους , χωρίς τις πολύπλοκες θεωρίες υπολογισμού της άντωσης και της οπισθέλκουσας , επιτυγχάνοντας έτσι μία τυποποίηση των αεροτομών .

Η πρώτη τυποποίηση αεροτομών έγινε στην Gottingen της Δ. Γερμανίας (1923)με την μέτρηση αεροτομών της κατηγορίας zukowski και αποσκοπούσε στην επαλήθευση των θεωρητικών υπολογισμών της μεθόδου των σύμμορφων απεικονίσεων . Οι μετρήσεις συνεχίζονται και σε άλλες αεροτομές μέχρι και κατά την διάρκεια του ‘B παγκοσμίου πολέμου .

Η πιο οργανωμένη όμως τυποποίηση αεροτομών έχει γίνει από την NACA (σήμερα NASA), η οποία ασχολείται με αυτές από το 1935 μέχρι και σήμερα, με σκοπό την τελειοποίηση τον παλιών και την προσθήκη νέων αεροτομών . Η τυποποίηση αυτή συνίσταται στην κατάταξη τον αεροτομών ανάλογα με τα γεωμετρικά τους μεγέθη και τις αεροδυναμικές τους ιδιότητες .

Ανάλογα με τα γεωμετρικά τους μεγέθη οι αεροτομές κατατάσσονται κυρίως σε αεροτομές τεσσάρων (4) ψηφίων και σε αεροτομές πέντε (5) ψηφίων.

Οι αεροτομές NACA δεν είναι κατάλληλες για ακραίες θέσεις προς στα εμπρός της μέγιστης καμπυλότητας. Έτσι αναπτύχτηκε μια καινούρια σειρά μέσων γραμμών , και οι αεροτομές που προκύπτουν από αυτές αποτελούν την σειρά των πενταψήφιων αεροτομών NACA .

Οι αεροτομές NACA 5-ψηφίων συμβολίζονται με πέντε ψηφία και ο συμβολισμός αυτός βασίζεται σε ένα συνδυασμό αεροδυναμικών και γεωμετρικών χαρακτηριστικών . H σημασία δε αυτών είναι:



89


1 . Ο πρώτος ακέραιος αποτελεί ένα μέτρο για τον ιδανικό συντελεστή αντώσεως και είναι τα 3/2 αυτού . Δηλαδή

C L =23 X 1 0 ψηφίο (2.14)

2 . Ο δεύτερος και τρίτος ακέραιος δίνουν την απόσταση επί τοις % της χορδής , μεταξύ τους χείλους προσβολής και της θέσης της μέγιστης καμπυλότητας . Η δε αυτή απόσταση το 1/2 του αριθμού που αντιπροσωπεύεται από αυτούς τους ακέραιους .

3 . Ο τέταρτος και πέμπτος ακέραιος δηλώνουν το μέγιστο πάχος σε εκατοστά της χορδής .

Έτσι η αεροτομή NACA 23012 σημαίνει :

α) c L = 23 X 2 = 0.3

b) X F = 21 X 30 =15% της χορδής

c)t = 12% της χορδής η t = 0.12 c

Οι επόμενες δυο γραφικές παραστάσεις αναφέρονται σε πενταψήφιες αεροτομές NACA και δίνουν μια εικόνα της μεταβολής των διαφόρων χαρακτηριστικών αυτών .



90


Σχήμα 2.5-(NACA)



91


Σχήμα 2.6 NACA OOO6 και NACA 2410



92


α ) Οι αεροτομές NACA 4-ψηφίων καθορίζονται από την κατανομή του πάχους τους και την μορφή της μέσης γραμμής η τον σκελετό της αεροτομής . αυτές συμβολίζονται με 4 τέσσερα ψηφία , και ο συμβολισμός αυτός βασίζεται στην γεωμετρία της αεροτομής .

Η σημασία δε των τεσσάρων ψηφίων κωδικοποίησης είναι η ακόλουθη:

1. O πρώτος ακέραιος δηλώνει τη μέγιστη καμπυλότητα f επί της % του μήκους της χορδής.

2. O δεύτερος ακέραιος δηλώνει την απόσταση από το χείλος προβολής έως τη θέση της μέγιστης καμπυλότητας x f σε δέκατα

του μήκους της χορδής 3. O τρίτος και τέταρτος ακέραιος δηλώνουν μαζί το μέγιστο πάχος t

της αεροτομής επί τοις % του μήκους της χορδής. Αυτό βρίσκεται στα 30 εκατοστά (30 %) της χορδής από το χείλος της προβολής .

Τέλος αναφέρουμε ότι τα δυο πρώτα ψηφία των τετραψήφιων αεροτομών NACA ορίζουν τη μέση γραμμή , ενώ οι συμμετρικές αεροτομές δηλώνουν με μηδενικά τους δυο πρώτους ακέραιους.

Έτσι η NACA 0018 αεροτομή ,σημαίνει ότι είναι συμμετρική αεροτομή

με μέγιστο πάχος 18% της χορδής δηλαδή cf =0 ,

cx f =0 ,

ct =0.18. Επίσης η

NACA 2415 αεροτομή έχει 2% της χορδής μέγιστη καμπυλότητα , στα 0,4 της χορδής από το χείλος προσβολής και το μέγιστο πάχος αυτής είναι το 15% της χορδής.

Δηλαδή: cf =2% ,

cx f =40% ,

ct =15%

β) Τα αποτελέσματα τον δοκιμών που έγιναν στην σειρά των τετραψήφιων αεροτομών NACA , απέδειξαν , ότι ο μέγιστος συντελεστής άντωσης αυξάνεται , όσο η θέση της μέγιστης καμπύλης μετακινείται μπροστά η πίσω από την θέση της μέγιστης χορδής .Επειδή όμως ο τύπος της μέσης γραμμής που χρησιμοποιήθηκε για τις τετραψήφιες αεροτομές, ανάλογα με τις αεροδυναμικές ιδιότητες, οι αεροτομές κατατάσσονται κυρίως σε αεροτομές πέμπτης ,έκτης και έβδομης σειράς .



93


Σχήμα 2.7-NACA 23018



94


α) Η πέμπτη σειρά των αεροτομών ΝΑCΑ είναι το αποτέλεσμα προσπάθειας που έγινε για την βελτίωση των αεροτομών των προηγούμενων οικογενειών, έτσι ώστε να έχουμε τους επιθυμητούς τύπους κατανομής πιέσεων. Είναι η πρώτη οικογένεια αεροτομών ΝΑCΑ με μικρή οπισθέλκουσα και μεγάλο κρίσιμο αριθμό mach, καθώς επίσης και με μεγάλο στρωτό οριακό στρώμα. Συγκρινόμενες με μετέπειτα τομές ΝΑCΑ, η σειρά 5 των αεροτομών ΝΑCΑ χαρακτηρίζεται από μικρές ακτίνες χείλους προσβολής, συγκριτικά μεγάλες γωνιές χείλους εκφυγής και ελαφρά υψηλότερες κρίσιμες ταχύτητες για ένα δεδομένο πάχος. Αυτές οι τομές έχουν αποδειχθεί χρήσιμες για έλικες, ενώ οι χρησιμοποιούμενες αεροτομές αυτής της σειράς έχουν την μικρότερη πίεση στα 60% της χορδής από το χείλος της προσβολής.

Οι αεροτομές ΝΑCΑ τις 5 σειράς συμβολίζονται με 5 ψηφία. Η σημασία των οποίων είναι η ακόλουθη:

i) Ο πρώτος ακέραιος εκφράζει τον αριθμό τις σειράς.

ii) Ο δεύτερος ακέραιος συμβολίζει την απόσταση, σε δέκατα της χορδής, από το χείλος της προσβολής έως την θέση της μικρότερης πιέσεως, για την συμμετρική αεροτομή σε μηδενική άντωση.

iii) Ο τρίτος ακέραιος ή ο πρώτος μετά την παύλα, δηλώνει το μέτρο για τον ιδανικό συντελεστή αντώσεως, σύμφωνα με την σχέση:

Lc =0,1x30 ψηφίο

ιv) O Τέταρτος και πέμπτος ακέραιος μαζί συμβολίζουν το μέγιστο πάχος της αεροτομής σε επί τοις % της χορδής



95


Σχήμα 2.8

Έτσι η αεροτομή NACA 16-212 σημαίνει:

Α) 1 πρώτη σειρά

Β) 6 θέση ελάχιστης πιέσεως στα 60% της χορδής

Γ) 2 Lc =0,1 χ 2=0,2 ο ιδανικός συντελεστής

Δ) 12 t =0,12 C



96


Σχήμα 2.9 –NACA 23012

β) Οι αεροτομές NACA έκτης σειράς περιλαμβάνουν αεροτομές, οι οποίες σχεδιάστηκαν με βελτιωμένες μεθόδους θεωρητικές και πειραματικές , με αντικειμενικό σκοπό να δίνουν την επιθυμητή οπισθέλκουσα, τον κρίσιμο αριθμό Mach και τα χαρακτηριστικά μέγιστης αντώσεως. Οι αεροτομές αυτές συμβολίζονται με ένα εξαψήφιο αριθμό μαζί με μια έκφραση που καθορίζει τον τύπο της μέσης τιμής που χρησιμοποιείται. Έτσι όσον αφορά τη σημασία των 6 ψηφίων έχουμε:



97


ι) Ο πρώτος ακέραιoς συμβολίζει τον αριθμό της σειράς.

ιι) Ο δεύτερος ακέραιος δηλώνει τη θέση της χορδής, όπου υπάρχει η μικρότερη πίεση, σε δέκατα της χορδής από το χείλος προσβολής.

ιιι) Ο τρίτος ακέραιος δηλώνει το μισό τμήμα της περιοχής του συντελεστού αντώσεως στην οποία ο συντελεστής οπισθέλκουσας, διατηρεί πολύ μικρές τιμές, όπως φαίνεται στο (σχήμα 2.10)

Σχήμα 2.10

ιν) Ο τέταρτος ακέραιος εκφράζει ένα μέτρο για τον ιδανικό συντελεστή αντώσεως σε δέκατα της χορδής.

LoptC =0.1x40 ψηφίο (2.15)

ν) Ο πέμπτος και έκτος ακέραιος μαζί, δηλώνουν το μέγιστο πάχος της αεροτομής επί τοις % χορδής.

Έτσι η αεροτομή NACA 65,3-418, α=0,5 σημαίνει:

α) 6 Έκτη σειρά.

β) 5 50% της χορδής από το χείλος προσβολής είναι η θέση της μικρότερης πιέσεως.

γ) 3 0,3 είναι το μισό της περιοχής του ιδανικού συντελεστή αντώσεως.

δ) 4CLopt=0,1χ4=0,4 είναι το μέτρο για το ιδανικό συντελεστή αντώσεως.

Επομένως η περιοχή για τον επιθυμητό συντελεστή αντώσεως



98


συνδυάζοντας τον τρίτο και τέταρτο ακέραιο είναι:

minLC =0.4-0.3=0.1 (2.16)

Και

maxLC =0.4+0.3=0.7 (2.17)

Άρα το διάστημα που μας παρέχει επιθυμητό συντελεστή αντώσεως είναι από 0,1 έως 0,7 όπως φαίνεται από το (σχήμα 2.11).

ε) 18 το μέγιστο πάχος της αεροτομής είναι στα 18% της χορδής.

Τέλος η φράση α=0,5 δείχνει το τύπο της μέσης γραμμής που χρησιμοποιείται. Όταν ο αριθμός της μέσης γραμμής δεν δίνεται, τότε εννοείτε ότι έχει χρησιμοποιηθεί η μέση γραμμή του ομοιόμορφου φορτίου( α=1,0).

Σχήμα 2.11-Ιδανικός συντελεστής άντωσης.

γ) Οι αεροτομές έβδομης σειράς χαρακτηρίζονται από το μεγάλο μήκος της περιοχής του στρωτού οριακού στρώματος στην επάνω και κάτω επιφάνεια της αεροτομής. Έτσι σε αυτές τις αεροτομές ο συντελεστής ροπής cm είναι μικρός και για μεγάλους συντελεστές αντώσεως. Σε αντίθεση με αυτά τα πλεονεκτήματα οι αεροτομές έβδομης σειράς παρουσιάζουν μικρό συντελεστή αντώσεως CL και μικρό κρίσιμο αριθμό Mach. Συμβολίζονται και οι αεροτομές αυτές με 6 ακέραιους και ένα κεφαλαίο γράμμα.



99


Σχήμα 2.12



100


Σχήμα 2.13

ι) Ο πρώτος ακέραιος συμβολίζει τον αριθμό της σειράς.

ιι) Ο δεύτερος ακέραιος δηλώνει το μήκος της επιθυμητής κατανομής πιέσεως στην επάνω επιφάνεια της αεροτομής σε δέκατα της χορδής.

ιιι) Ο τρίτος ακέραιος δηλώνει το μήκος της επιθυμητής κατανομής πιέσεως στην κάτω επιφάνεια της αεροτομής σε δέκατα της χορδής.

ιν) Το γράμμα δηλώνει μικρές γεωμετρικές διαφορές μεταξύ διάφορων αεροτομών της σειράς αυτής. Δηλαδή δύο αεροτομές που έχουν την ίδια έκταση επιθυμητής κατανομής πιέσεως στην επάνω και την κάτω επιφάνεια, τον ίδιο συντελεστή αντώσεως και τον ίδιο λόγο πάχους, αλλά με διαφορετικό συνδυασμό μέσων γραμμών και συμβολίζονται με διαφορετικό γράμμα.



101


ν) Ο τέταρτος ακέραιος εκφράζει ένα μέτρο για τον ιδανικό συντελεστή αντώσεως, σύμφωνα με την σχέση:

LoptC =0.1x40 ψηφίο (2.18)

νι) Ο πέμπτος και ο έκτος ακέραιος συμβολίζουν το μέγιστο πάχος της αεροτομής επί τοις % της χορδής.

Έτσι η αεροτομή NACA747Α415 σημαίνει:

α) 7 αεροτομή έβδομης σειράς.

β) 4 στα 40% της χορδής έχω ευνοϊκή πίεση στην ράχη.

γ) 7 στα 70% της χορδής έχω ευνοϊκή πίεση στην κάτω επιφάνεια.

δ) 4 Ο LoptC =0,1χ4=0,4 είναι το μέτρο για τον ιδανικό συντελεστή

αντώσεως.

ε) 15 το πάχος της αεροτομής είναι 15% της χορδής.



102


Σχήμα 2.14.



103


Σχήμα 2.15



104


2.3.2.3 Συστροφή πτέρυγας - Δίεδρη γωνία πτέρυγας

Για να μπορούμε να περιγράψουμε την γεωμετρία ολόκληρης της πτέρυγας , θα πρέπει να γνωρίζουμε , εκτός από τις τομές αυτές σε διαφορετικές θέσεις του ανοίγματος της, και ορισμένα βασικά στοιχεία για τη θέση της κάθε τομής σε σχέση με τη διπλανή της .

Έτσι η μετατόπιση τον εκάστοτε τομών της πτέρυγας κατά τη διεύθυνση του - x άξονα καθορίζεται από τη γωνία βέλους , όπως αυτή δίνεται από την (σχέση 2.19). Η θέση της κάθε τομής σε σχέση με τη διπλανή της, για την αμοιβαία μεν περιστροφή αυτών, προσδιορίζεται από τη συστροφή της πτέρυγας , για τη μετατόπιση τους δε κατά τη διεύθυνση του z - άξονα , από την θέση v η δίεδρη γωνία της πτέρυγας .

Ως γεωμετρική συστροφή της πτέρυγας ορίζεται η γωνία που σχηματίζει η χορδή αυτής με το επίπεδο Οxy , όπως φαίνεται και στο (σχήμα 2.16).

Σχήμα 2.16-Γεωμετρική συστροφή της πτέρυγας.

θα πρέπει να σημειώσουμε εδώ ότι η συστροφή της πτέρυγας έχει σαν αποτέλεσμα την βελτίωση της κατανομής της αντώσεως επ’ αυτής , η οποία ελαττώνεται προς το άκρο της πτέρυγας , εξαιτίας της εξισορροπήσεως των πιέσεων της κοιλίας και της ράχεως .



105


Όπως έχουμε ήδη αναφέρει η δίεδρη γωνία της πτέρυγας , η θέση v , δίνει την γωνία της δεξιάς και της αριστερής πτέρυγας με το επίπεδο Οxy . Εάν η επιφάνεια της πτέρυγας είναι z )(s (x,y),τότε η δίεδρη γωνία της πτέρυγας δίνεται από την σχέση:

Tan V (x, y) = y

yxz s

θθ ),()(

(2.19)

Η δίεδρη γωνία της πτέρυγας χρησιμεύει για την αντιμετώπιση του φαινομένου της πλαγιολισθήσεως που εμφανίζεται κατά την εκτέλεση ορισμένων ελιγμών του αεροπλάνου.

Ολοκληρώνοντας αναφέραμε ότι οι γωνιές συστροφής που πραγματοποιούνται στις πτέρυγες των αεροπλάνων καθώς και οι δίεδρες γωνιές είναι γενικά μικρές και σπάνια επερνούνε το μέγεθος τον 10 μοιρών.



106


2.4 Είδη πτερύγων

Για να έχουμε μία εικόνα των ειδών πτερύγων που υπάρχουν, δίνουμε στη συνέχεια πίνακα με ταξινομήσεις αυτών των πτερύγων και των μεγεθών τους, για αεροπλάνα υποηχητικής ροής καθώς και υπερηχητικής ροής .

Η ταξινόμηση αυτή περιέχει ευθείες , βελοειδείς και τριγωνικές πτέρυγες . Στους πίνακες αυτούς , εκτός από τα γεωμετρικά στοιχεία κάθε βέλους και το σχετικό πάχος δια τομής, για να έχουμε μια εικόνα των ειδών πτερύγων που υπάρχουν δίνουμε στη διατομή , W/S(W=βάρος πτέρυγας ,S=επιφάνεια πτέρυγας)και ο αριθμό Mach M a .

Όλα αυτά τα μεγέθη φαίνονται στους παρακάτω πίνακες με μια συγκεκριμένη εξελικτική πρόοδος από τα υποηχητικά στα υπερηχητικά αεροπλάνα. Το σχετικό πάχος ελαττώνεται αισθητικά καθώς αυξάνεται ο αριθμός mach και στα υπερηχητικά αεροπλάνα φτάνει τιμές έως 0.04 . Η γωνία βέλους σε μικρούς αριθμούς mach είναι αρχικά περίπου 0 , ενώ σε μεγαλύτερες υποηχητικές ταχύτητες αυξάνεται έως 60 μοίρες . Γενικά τα υπερηχητικά αεροπλάνα έχουν πολύ μεγάλες γωνιές βέλους.

Τέλος, οι επιμηκύνσεις στην υποηχητική περιοχή για αεροπλάνα μεγαλύτερης εμβέλειας , είναι ιδιαίτερα μεγάλες , ενώ για ευκίνητα μικρά αεροπλάνα είναι αρκετά μικρότερες. Στην υπερηχητική περιοχή , για αεροδυναμικές αιτίες , δεν είναι πλέον αναγκαία η χρησιμοποίηση μεγαλύτερων επιμηκύνσεων . Έτσι σε αυτή την περιοχή , και για κατασκευαστικά αίτια , έχουμε πολύ μικρές επιμηκύνσεις , έως και Λ=2 .



107


Πίνακας 2.1

Τύποι πτερύγων ,γεωμετρικά στοιχεία και αριθμοί mach πτήσεως για διάφορους τύπους αεροπλάνου

β) Αεροπλάνα για μεσαίες ταχύτητες (διηχητικές) κατανεμημένα σε επιβατικά αεροπλάνα (5 τύποι) και μαχητικά αεροπλάνα (6 τύποι).



108




109




110


2.5 Γεωμετρία της ατράκτου

Ενώ η πτέρυγα του αεροπλάνου , όπως αναφέραμε προηγούμενος , έχει πρωταρχικό σκοπό τη δημιουργία αντώσεως , η άτρακτος χρησιμοποιείται κυρίως για να φέρει το φορτίο του αεροπλάνου .Από αυτό συμπεραίνουμε ότι η πτέρυγα για μια ορισμένη άντωση και η άτρακτος για ένα ορισμένο όγκο , πρέπει να έχουν την ελάχιστη δυνατή αντίσταση .

Η άτρακτος πρέπει να έχει γενικά το γεωμετρικό σχήμα ενός μακριού ατρακτοειδούς σώματος , δηλαδή ενός σώματος στο οποίο η μια διάσταση (μήκος) είναι μεγαλύτερη σε σύγκριση με τις άλλες δύο διαστάσεις (ύψος και πλάτος), ενώ οι δυο τελευταίες αυτές διαστάσεις είναι του ίδιου μεγέθους . Γενικά , η άτρακτος έχει ένα συμμετρικό επίπεδο , το οποίο συμπίπτει με το συμμετρικό επίπεδο του αεροπλάνου.

Στο (σχήμα 2.17) δίνετε μια σειρά από ιδανικά σχήματα ατράκτων αεροπλάνου .

Για την περιγραφή της γεωμετρίας της ατράκτου καθορίζουμε όπως και για την πτέρυγα , ένα τρεισορθογώνιο σύστημα καρτεσιανών συντεταγμένων, σταθερό στην άτρακτο , όπως φαίνεται και στο (σχήμα 2,17), τέτοιο ώστε ο x-άξονας να είναι κατά μήκος της ατράκτου με θετική φορά προς τα πίσω , ο y- άξονας κάθετος στο επίπεδο συμμετρίας της ατράκτου με θετική φορά προς τα δεξιά και ο z- άξονας, ο οποίος είναι κάθετος στο επίπεδο Oxy, με θετική φορά προς τα επάνω . Η αρχή των συντεταγμένων Ο συνήθως τοποθετείται στην αρχή της ατράκτου . Τέλος αναφέρουμε ότι για περιστροφικά συμμετρικές ατράκτους , συνήθως χρησιμοποιείται ένα κυλινδρικό σύστημα συντεταγμένων με r σαν ακτίνα και θ σαν πολική γωνία.

Όπως φαίνεται από το (σχήμα 2.17) οι κύριες διαστάσεις της ατράκτου είναι το μήκος αυτής 1 R , το μέγιστο πάχος b maxR , και το μέγιστο ύψος h maxR .



111


Σχήμα 2.17-Οι κύριες διαστάσεις της ατράκτου.

Όπως επίσης φαίνεται από την δεύτερη και τρίτη εικόνα του (σχήματος 2,17), οι τομές της ατράκτου κατά το επίπεδο Oyz έχουν τις περισσότερες φορές ένα ωοειδές σχήμα .Η απλούστερη περίπτωση είναι η άτρακτος με κυκλική τομή (Σχήμα 2,17).Για αυτή την περιστροφικά συμμετρική άτρακτο ,ισχύει:

b maxR = h maxR = d maxR (2.20)

d maxR είναι η μέγιστη διάμετρος της ατράκτου.

Με βάση αυτές τις τέσσερις κύριες διαστάσεις που αναφέραμε , σχηματίζονται τα επόμενα χαρακτηριστικά μεγέθη της ατράκτου :

δ R =R

R

ld max :Πάχος ατράκτου (2.21)

δ R *=R

R

lb max : Πλάτος ατράκτου (2.22)



112


δ R **=R

R

lh max : Ύψος ατράκτου (2.23)

λ R =max

max

R

R

bh : Τομή ατράκτου (2.24)

Τα τρία πρώτα μεγέθη αποτελούν κριτήριο για την σχέση λεπτότητας της ατράκτου , ενώ για άτρακτο με κυκλική τομή , όπως είναι φυσικό , θα έχουμε :

δ R = δ R *= δ R ** (2.25)

και

λ R =1 (2.26)

Ένα άλλο εξίσου ενδιαφέρον γεωμετρικό χαρακτηριστικό της είναι η μέση γραμμή ή γραμμή σκελετού , η οποία ορίζεται ως η γραμμή που συνδέει τα κέντρα βάρους των τομών των επιφανειών s R (x),(σχήμα 3.18 α) η γραμμή τώρα , η οποία συνδέει το εμπρόσθιο και το οπίσθιο σημείο της μέσης γραμμής , ονομάζεται άξονας της ατράκτου και οφείλει να συμπίπτει με το x-άξονα . Τέλος , αναφέρουμε ότι η μέση γραμμή της ατράκτου βρίσκετε z R (x) πάνω στο συμμετρικό επίπεδο της ατράκτου , η μέγιστη δε απόσταση αυτής από το x - άξονα συμβολίζεται μεf R .

Με βάση τα προηγούμενα , συμπεραίνουμε ότι είναι δυνατό να προκύψει ένα γενικό σχήμα ατράκτου από τη μέση γραμμή αυτής z R (x),πάνω στην οποία καθορίζεται μια κατανομή διατομήςs R (x) , Για μη κυκλικές τομές είναι συνάρτηση τον h R (x) και b R (x),ενώ σε ατράκτους με κυκλικές τομές είναι συνάρτηση της ακτίνας , όπως φαίνεται στα (σχήματα 2.17 α) και (2.17 β ).

Έτσι ένα απλό σχήμα ατράκτου για υποηχητικές ταχύτητες είναι το ελλειψοειδές εκ περιστροφής ,ενώ για αεροπλάνα υπερηχητικών ταχυτήτων χρησιμοποιείται ιδιαίτερα το παραβολοειδές εκ περιστροφής με οξύ το εμπρόσθιο άκρο (σχήμα 2.18).



113


Σχήμα 2.18-Απλό σχήμα ατράκτου υποηχητικών ταχυτήτων

Για να ολοκληρώσουμε την γεωμετρία της ατράκτου πρέπει να αναφερθούμε σε δυο ακόμα σπουδαία μεγέθη , τον όγκο v R και την επιφάνεια S R της ατράκτου , τα οποία για περιστροφικά συμμετρικές ατράκτου ,δίνονται αντίστοιχα από τις σχέσεις :

v R =π dxxR

R

)(0

1

2∫ (2.27)

και

s R =2π dsxR

R

)(0

1

∫ (2.28)

Όπου s είναι το μήκος τόξου της περιμέτρου της ατράκτου και 1R είναι το μήκος μιας μεσημβρινής τομής που μετριέται στην περίμετρο της ατράκτου.

Τέλος, υπενθυμίζουμε ότι το ελλειψοειδές εκ περιστροφής και το παραβολοειδές εκ περιστροφής σύμφωνα με το (σχήμα 3.19) δίνονται αντίστοιχα από τις σχέσεις :

v R =32 1 R s R max (2.29)

και

v R =158 1 R s R max (2.30)

όπου 1 R είναι το μήκος της ατράκτου και s R max η μέγιστη διατομή αυτής που ονομάζεται και “μετωπική επιφάνεια”.



114


2.6 Γεωμετρία του ουραίου πτερώματος

Ενώ η πτέρυγα του αεροπλάνου δημιουργεί την απαιτούμενη άνωση , η δε άτρακτος φέρει το ωφέλιμο φορτίο αυτού , το ουραίο πτέρωμα περιέχει κυρίως τη δυνατότητα για έλεγχο και ευστάθεια του αεροπλάνου . Λέγοντας έλεγχο του αεροπλάνου εννοούμε την ικανότητα του, να υπακούει στις εντολές του χειριστή , ενώ ευστάθεια του αεροπλάνου ονομάζουμε την ικανότητα του να επανέρχεται στην αρχική του θέση μετά από μια μικρή απόκλιση χωρίς την επέμβαση του χειριστή .

Σε κάθε αεροπλάνο διακρίνουμε το κάθετο και το οριζόντιο ουραίο πτέρωμα . Το καθένα από αυτά αποτελείται από μια σταθερά επιφάνεια , που παρέχει την άντωση και την ευστάθεια , και από μια κινητή επιφάνεια , που ονομάζεται πηδάλιο , και παρέχει τον έλεγχο . Σημειώνουμε εδώ ότι στα αεροσκάφη επιδόσεων , το οριζόντιο ουραίο πτέρωμα είναι ολόκληρο κινητό .

Η γεωμετρία του ουραίου πτερώματος , μπορεί να περιγραφεί παρόμοια με την γεωμετρία της πτέρυγας . Σε γενικές γραμμές , όπως φαίνεται στο (σχήμα 2,19), το οριζόντιο ουραίο πτέρωμα παρουσιάζει στην κάτοψη ένα σχήμα συμμετρικό , ενώ το κάθετο στην πλευρική του όψη ένα μη συμμετρικό.

Έτσι , η κάτοψη του οριζόντιου ουραίο πτερώματος , περιγράφεται με μεγέθη ανάλογα με εκείνα που ορίσαμε στην κάτοψη της πτέρυγας , δηλαδή με το εμπέτασμα b H , την επιφάνεια S H και της επιμήκυνση Λ H = b 2

H /S H

αυτού , ενώ η θέση του , ως προς το αεροπλάνο , ορίζεται από την απόσταση r H μεταξύ του γεωμετρικού του σημείου και της πτέρυγας .



115


Σχήμα 2.19

Στην αεροδυναμική επίδραση που ασκεί το οριζόντιο ουραίο πτέρωμα , βασικό ρόλο παίζουν δυο ακόμα αδιάστατα μεγέθη , τα οποία καθορίζουν τη σχέση του μεγέθους και της θέσεως αυτού ως προς το μέγεθος της πτέρυγας. Αυτά είναι : ο λόγος τον επιφανειών

SSH

(2.31)



116


2.7 Αεροδυναμικές λύσεις

Ένα από τα πιο σημαντικά κεφάλαια στη μηχανική των αεροσκαφών είναι η χρήση αεροδυναμικών λύσεων για την αύξηση της άντωσης ή την μείωση της οπισθέλκουσας. Αυτές οι λύσεις περιλαμβάνουν τη χρήση διαφόρων μικρών πτερυγίων όπως τα slots, τα slats, τα flaps, τα spoilers και τα αερόφρενα καθόδου, παρέχοντας αυξημένη ασφάλεια αλλά και αντίστοιχα οικονομία.

Σχήμα 2.20- Χρήση αεροδυναμικών επιφανειών slat – slot

Slots- Επιτυγχάνεται αύξηση του μέγιστου συντελεστή άντωσης, (σχήμα 2.20α), με τον ουσιαστικό έλεγχο του οριακού στρώματος, με αποτέλεσμα την δυνατότητα αύξησης της γωνίας πρόσπτωσης . (Σχήμα 2.20β) απεικονίζεται η διακύμανση της άντωσης σε σχέση με την γωνία πρόσπτωσης με την χρήση slot. Υπάρχουν δύο τύποι slot τα αυτόματα και τα σταθερά ,(σχήμα 2.21) σταθερό slot. Τα slots έχουν το μειονέκτημα ότι λόγω της αυξημένης γωνίας πρόσπτωσης έχουμε χαμηλή ορατότητα κατά την προσγείωση.



117


Σχήμα 2.21-Σταθερές αεροδυναμικές επιφάνειες slot

Flaps- Τα flaps, αντίστοιχα, αυξάνουν την άντωση και το εμβαδό της πτέρυγας, ουσιαστικά μεταβάλλοντας τη κύρτωση της πτέρυγας (σχήμα 2.22α). Παράλληλα έχουμε την αύξηση της άντωσης σε όλο το εύρος λειτουργίας της γωνίας πρόσπτωσης, (σχήμα 2.22β). Ένα βασικό πλεονέκτημα είναι ότι μειώνεται η γωνία πρόσπτωσης και αντισταθμίζεται το μειονέκτημα των slots. Στο (σχήμα 2.23α) απεικονίζεται ένα flap τύπου Fowler, ενώ στο (σχήμα 2.23β) έχουμε ένα συνδυασμό slots και flaps σε ένα Boeing 737. Τα flaps σε γωνίες 50 έως 90 μοιρών λειτουργούν σαν φρένα κατά την προσγείωση.

Σχήμα 2.22- Αεροδυναμική επιφάνεια flap Σχήμα 2.23-Συστήματτα επιφανειών flap



118


Έλεγχος οριακού στρώματος-Η αύξηση της άντωσης μπορεί επίσης να επιτευχθεί και με τον έλεγχο του οριακού στρώματος ουσιαστικά υποκαθιστώντας το στρώμα με το χαμηλό ενεργειακό δυναμικό. Τα slots λειτουργούν γι’ αυτό το σκοπό, όπως επίσης και η αναρρόφηση του οριακού στρώματος στην επιφάνεια της πτέρυγας, (σχήμα 3.24α) και (3.24β).

Σχήμα 2.24-Συστήματα ελέγχου οριακού στρώματος

spoiler - Τα spoiler μειώνουν την άντωση της πτέρυγας, μεταβάλλοντας την άντωση στα πτερύγια περιστροφής, ailerons. Το αεροπλάνο περιστρέφεται γύρω από το διαμήκη άξονα του. Επίσης, κατά την προσγείωση μειώνουν δραματικά την άντωση, βοηθώντας έτσι στην ομαλή προσγείωση, (σχήμα 2.25), διάταξη spoilers σε ένα Airbus Α330.



119


Σχήμα 2.25- Χρήση spoiler σε Airbus Α330

Dive Brakes - Τα αερόφρενα καθόδου χρησιμεύουν στον έλεγχο της ταχύτητας κατά την κάθοδο για προσγείωση αλλά και κατά τη προσγείωση, δημιουργώντας μια μεγάλη ολκό και αυξάνοντας την οπισθέλκουσα, (σχήμα 2.26).

Σχήμα 2.26-Χρήση αερόφρενων καθόδου



120


Χαρακτηριστικά της απώλειας στήριξης - Μια πτέρυγα πρέπει να έχει ευνοϊκά χαρακτηριστικά απώλειας στήριξης, έτι ώστε (α) ο πιλότος να έχει έγκαιρη προειδοποίηση πριν την κατάσταση απώλειας (β) η απώλεια να γίνεται σταδιακά και (γ) να μην υπάρχει πιθανότητα περιδίνησης του αεροπλάνου με την απώλεια στήριξης.

Όλα τα προαναφερθέντα χαρακτηριστικά μπορούν να επιτευχθούν μόνο εάν η απώλεια στήριξης εμφανιστεί πρώτα στη βάση της πτέρυγας, στην ένωση με την άτρακτο, και κατόπιν σταδιακά απλωθεί προς τα άκρα, (σχήμα 3.28 α) και (2.27β). Εάν συμβεί με αυτό τον τρόπο η απώλεια στήριξης, έχουμε αυξημένη τυρβώδη ολκό από τη βάση της πτέρυγας, με αποτέλεσμα να υπάρχουν αναταράξεις στα ουραία πτέρυγα, άρα και στα πηδάλια, και έτσι ο πιλότος μπορεί να καταλάβει την εμφάνιση της απώλειας στήριξης.

Σχήμα 2.27-Χαρακτηριστικά απώλειας στήριξης



121


2.8 Επιδόσεις Αεροσκαφών- Κινήσεις Αεροπλάνου

Για την ανάλυση των επιδόσεων των αεροπλάνων, χρειάζεται να ανατρέξουμε στην ανάλυση των αεροδυναμικών δυνάμεων, δηλαδή της άντωσης ,της οπισθέλκουσας ,της ώθησης, του βάρους καθώς και πώς επενεργούν στο αεροπλάνο, στο τρισδιάστατο χώρο. Επιπλέον, θα πρέπει να κατανοήσουμε ότι επειδή ένα αεροπλάνο μπορεί να πετάξει όχι μόνο σε ευθεία αλλά και σε καμπύλη τροχιάς, έχουμε και την εμφάνιση φυγόκεντρων δυνάμεων.

Κινήσεις αεροπλάνου - Στο (σχήμα 2.28), απεικονίζονται οι σύνηθες συνθήκες στις οποίες μπορεί ένα αεροπλάνο να ίπταται και αυτές είναι:

• Γραμμική πτήση χώρις επιτάχυνση • Η καμπύλη πτήσης με ή χωρίς επιτάχυνση και • Αιώρηση

Στην ενότητα αυτή θα αναλύσουμε τις βασικές αυτές συνθήκες λύσης.

Σχήμα 2.28- Συνθήκες πτήσης αεροπλάνου



122


Α) Η γραμμική πτήση χωρίς επιτάχυνση

Η ευθεία και η επίπεδη (γραμμική) πτήση μπορεί να συμβεί για ένα ελάχιστο τμήμα της συνολικής πτήσης, αλλά παρ’ όλα ταύτα θεωρείται σημαντική λόγω του ότι θεωρείται το σημείο αναφοράς για το σχεδιασμό του αεροπλάνου.

Οι δυνάμεις που επιδρούν στο αεροπλάνο για ευθεία και επίπεδη (γραμμική) πτήση απεικονίζεται από το (σχήμα 2.29). Η πτήση είναι παράλληλη ως προς την επιφάνεια της γης και η ώθηση έχει διεύθυνση κατά μήκος του αεροπλάνου. Έτσι εξάγουμε το συμπέρασμα ότι για οριζόντια πτήση η άντωση πρέπει να ισούται με το βάρος αλλά και για να μην έχουμε επιτάχυνση η ώθηση πρέπει να είναι ίση με την οπισθέλκουσα.

Σχήμα 2.29-Επίπεδη και ευθεία πτήση , Άντωση = βάρος , οπισθέλκουσα = Ώθηση

Η ταχύτητα του αεροπλάνου θα πρέπει να είναι τέτοια ώστε να παράγεται άντωση ίση με το βάρος, άρα:

Weight=21 ρ∞V∞ 2CLS (2.32)

Υποθέτοντας ότι το βάρος είναι σταθερό, η πυκνότητα του αέρα αλλά και το εμβαδό της πτέρυγας επίσης σταθερά, τότε καταλήγουμε ότι όσο αυξάνει η ταχύτητα τόσο ο συντελεστής άνωσης μειώνεται ή αλλιώς μειώνεται η γωνία πρόσκρουσης. Η ελάχιστη ταχύτητα πτήσης για ευθεία και επίπεδη πτήση επιτυγχάνεται όταν έχουμε την μέγιστη άντωση. Η μέγιστη ταχύτητα έχει ως όριο το μέγιστο όριο της ώθησης που παράγεται από το κινητήρα, αλλά επίσης εξαρτάται από τον ελάχιστο συντελεστή άντωσης, (σχήμα 2.30α) και (2.30β).



123


Σχήμα 2.30-Επίδραση ταχύτητας στην επίπεδη και ευθεία πτήση .

Γραμμική άνοδος ή κάθοδος χωρίς επιτάχυνση είναι αυτή η συνθήκη πτήσης που απεικονίζεται στο (σχήμα3.31). Η γωνία άνοδος ή κάθοδος ορίζεται ως +γ για την άνοδο ή –γ για την κάθοδο.

Σχήμα 2.31-Άνοδος και κάθοδος άνευ επιτάχυνσης

Η ανάλυση των δυνάμεων παράλληλα και κάθετα προς την γραμμή πτήσης γίνεται ως εξής :

`L= Wcos (γ) = Wcos (-γ) (Άνοδος ή κάθοδος)

T= D + Wsin (γ) (Άνοδος)

T=D+Wsin (-γ) = D –Wsin (γ) ( Κάθοδος )

Συμπερασματικά για άνοδο με σταθερή ταχύτητα αυξάνουμε την ώθηση και για κάθοδο με σταθερή ταχύτητα, αντίστροφα, την μειώνουμε,



124


Όταν η γωνία άνοδος είναι μηδενική το ημίτονο είναι ίσο με 0 ενώ το συνημίτονο είναι ίσο με 1 και άρα για ευθεία πτήση (L=W) και (T=D).

Όταν η γωνία άνοδος είναι 90 τότε το ημίτονο είναι ίσο με 1 και το συνημίτονο είναι ίσο με 0 και έτσι έχουμε (T=D+W) και (L=0), (σχήμα 2.31γ).

Τέλος όταν έχουμε ολίσθηση, (T=0) και είναι απαραίτητο να εξισορροπήσουμε την άντωση και την οπισθέλκουσα με το βάρος, δηλαδή :

L=W cos (γ) (2.33)

D=W sin (γ) (2.34)

Σχήμα 2.32-Χαρακτηριστικά ολίσθησης

Αν διαιρέσουμε τις δύο εξισώσεις τότε:

L/D=1/tan γ (2.35)

Με άλλα λόγια, η ελάχιστη γωνία ολίσθησης επιτυγχάνεται, άρα και η μέγιστη εμβέλεια ολίσθησης, όταν ο λόγος άντωσης /οπισθέλκουσας είναι μέγιστος. Ο λόγος άντωσης /οπισθέλκουσας μας δείχνει την αεροδυναμική απόδοση ενός αεροπλάνου. Στο (σχήμα 2.32β) βλέπουμε τη διακύμανση του λόγου άντωσης /οπισθέλκουσας σε σχέση με την γωνία πρόσκρουσης. Τέλος, μπορούμε να πούμε ότι υπάρχει μια μόνο γωνία πρόσκρουσης όπου ο λόγος L/D είναι μέγιστος άρα και η εμβέλεια μέγιστη.



125


Β) Καμπύλη πτήσης με ή χωρίς επιτάχυνση

Αυτή είναι η περίπτωση που καλύπτει την απογείωση, την προσγείωση και την στροφή με κλίση.

Απογείωση -Η απογείωση είναι επιταχυνόμενη κίνησης και καλύπτει τη χρονική στιγμή από την εκκίνηση μέχρι τη στιγμή της ανόδου (σχήμα 2.33). Είναι δυνατόν να χωρίσουμε την απογείωση σε 3 στάδια:

• Επιτάχυνση στο έδαφος • Μεταβατικό στάδιο • Άνοδος μέχρι το ύψος των 15m

Σχήμα 2.33-Συνολική απόσταση απογείωσης.

Στο (σχήμα 2.34) έχουμε τις δυνάμεις που επιδρούν στο αεροπλάνο κατά την επιτάχυνση στο έδαφος, που εκτός των άλλων τεσσάρων δυνάμεων έχουμε και την αντίσταση τριβής του συστήματος τροχοπέδησης. Αρχικά, η άντωση και η οπισθέλκουσα είναι μηδενικές (υποθέτοντας ότι υπάρχει άπνοια). Με την αύξηση της ώθησης αυξάνεται και η άντωση και η οπισθέλκουσα μέχρι τη ταχύτητα της απώλειας στήριξης συν 10% οπότε και το αεροπλάνο περιστρέφεται γύρω από τον εγκάρσιο άξονα του, αυξάνοντας τη γωνία πρόσκρουσης, με αποτέλεσμα να αυξηθεί η άντωση, και να υπερκεραστεί το βάρος, και το αεροπλάνο απογειώνεται. Η τριβή λόγο τροχοπέδησης γίνεται μηδενική. Στο μεταβατικό αυτό στάδιο το αεροπλάνο έχει ταχύτητα ίση με τη ταχύτητα απώλειας στήριξης συν 20% μέχρι περίπου ύψος 15m, αρχίζει και η άνοδος.



126


Σχήμα 2.34-Επίδραση δυνάμεων κατά την τροχοπέδηση στην απογείωση

Είναι σημαντικό να γνωρίζουμε τη συνολική απόσταση τροχοπέδησης για απογείωση και τη μέγιστη ταχύτητα στην οποία μπορεί ο πιλότος να ματαιώσει την απογείωση. Η απόσταση τροχοπέδησης για απογείωση μπορεί να ελαττωθεί με την χρήση των flaps ή άλλων αεροδυναμικών πτερυγίων, γνωρίζοντας όμως ότι υπάρχει και ένας περιορισμός στη χρήση τους, μια που αυξάνουν παράλληλα με την άντωση και την οπισθέλκουσα. Τα πολεμικά αεροπλάνα αυξάνουν την ώθηση άρα μειώνουν και την απόσταση τροχοπέδησης για απογείωση, χρησιμοποιώντας τους μετακαύστες (afterburners).

Προσγείωση - H προσγείωση περιλαμβάνει την τροχοπέδηση στην ελάχιστη δυνατή κάθετη και οριζόντια ταχύτητα. Έτσι έχουμε την άντωση ίση με το βάρος. Στη φάση αυτή χρησιμοποιούνται τα flaps για να μειωθεί η ταχύτητα προσγείωσης, αυξάνοντας τον συντελεστή άντωσης .

Στο( σχήμα 2.35), απεικονίζονται οι δυνάμεις που επιδρούν στο αεροπλάνο κατά τη τροχοπέδηση προσγείωσης. Είναι οι ίδιες δυνάμεις όπως στην απογείωση αλλά με αντίθετη διεύθυνση και μειωμένο μέγεθος. Επίσης, πρέπει να επισημάνουμε ότι η τριβή κύλισης στην προσγείωση είναι μεγαλύτερη λόγω του ότι χρησιμοποιούνται και τα φρένα στους τροχούς ,αλλά έχουμε και αυξημένη οπισθέλκουσα λόγω της χρήσης αεροδυναμικών πτερυγίων πχ.spoilers. Ο κινητήρας παύει να παράγει ώθηση, αλλά και σε ορισμένα αεροπλάνα έχουμε και αρνητική ώθηση. Ακόμη χρησιμοποιούμε τα flaps σε θέση μέγιστη οπισθέλκουσας, έτσι ώστε να ελαττωθεί η ταχύτητα δραματικά. Κατά τη διαδικασία προσγείωσης οι δυνάμεις επιβράδυνσης είναι πολύ μεγάλες, και έχουν ως αποτέλεσμα να επιφέρουν φοβερή καταπόνηση σε όλο το αεροπλάνο.



127


Σχήμα 2.35-Επίδραση δυνάμεων κατά την τροχοπέδηση στην προσγείωση

Η πτήση σε εγκάρσια κλίση σε σταθερό υψόμετρο όπως απεικονίζεται στο (σχήμα 2.28), δεν είναι όλες οι κινήσεις ενός αεροπλάνου σε ευθεία γραμμή. Υπάρχουν περιπτώσεις που η γραμμή πτήσης είναι καμπύλη, όπως κατά τις ανοδικές ή καθοδικές στροφές, όπως και στους μαχητικούς και ακροβατικούς ελιγμούς. Ένα τέτοιο παράδειγμα είναι πτήση με εγκάρσια κλήση σε σταθερό υψόμετρο.

Στις προηγούμενες αναλύσεις για την κίνηση του αεροπλάνου η επιταχύνσεις ήταν μηδενικές, όχι όμως και στην υπό συζήτηση περίπτωση.

Για να μπορεί ένα αεροπλάνο να κατευθύνεται σε καμπύλη τροχιάς απαιτείται μια επιτάχυνση προς το κέντρο της καμπύλης, δηλαδή πρέπει να επενεργεί μια κεντρομόλος δύναμη, η οποία είναι ανάλογη της απαιτούμενης επιτάχυνσης. Η ύπαρξη της κεντρομόλου δύναμης όμως προϋποθέτει και την ύπαρξη μιας αντίθετης δύναμης, της φυγοκέντρου.

Fc = MV2 ∞ /R (2.36)

Όπου m είναι η μάζα του αεροπλάνου, V∞η ταχύτητα του και R η ακτίνα καμπυλότητας της τροχιάς. Συμπερασματικά, όσο πιο μικρή είναι η ταχύτητα καμπυλότητας τόσο πιο μεγάλη είναι η φυγόκεντρη δύναμη.

Στο (σχήμα 2.36), έχουμε τις δυνάμεις για μια κεκλιμένη στροφή. Η γωνία κλίσης της πτέρυγας σε σχέση με την οριζόντια διεύθυνση είναι θ. Η ανάλυση δυνάμεων κατά τη πτήση σε εγκάρσια κλίση, μας δείχνει ότι το οριζόντιο άνυσμα της άντωσης είναι ίσο με την κεντρομόλο δύναμη και για τη διατήρηση σταθερού ύψους αυτή η δύναμη πρέπει να ισούται με τη φυγόκεντρη. Επίσης, το καθαρό άνυσμα της άντωσης πρέπει να ισούται με το βάρος του αεροπλάνου. Έτσι συμπερασματικά, θα πρέπει να αυξήσουμε την άντωση για να διατηρήσουμε το ίδιο υψόμετρο σε μια κεκλιμένη πτήση.



128


Σχήμα 2.36-Επίδραση δυνάμεων για κανονική επίκληση (banked turn) Κάθετη Άντωση = βάρος , Οριζόντια άντωση=

φυγόκεντρος

Όσο πιο μικρή είναι η ακτίνα της καμπυλότητας τόσο πιο μεγάλη είναι η ταχύτητα. Έτσι θα πρέπει να έχουμε μεγάλη γωνία κλίσης, για να έχουμε άντωση ικανή στο οριζόντιο επίπεδο έτσι ώστε να μπορεί να κρατηθεί το αεροπλάνο στην καμπύλη τροχιάς.



129


γ) Αιώρηση

Η αιώρηση είναι μια ιδιαίτερη κατάρτιση πτήσης, διότι το αεροσκάφος δεν κινείται σε σχέση με την ατμόσφαιρα. Το αποτέλεσμα είναι να μην επιδρούν αεροδυναμικές δυνάμεις στο αεροσκάφος, δηλαδή να μην υπάρχουν η άντωση και η οπισθέλκουσα. Οι άλλες δύο δυνάμεις όμως, η ώθηση και το βάρος εξισορροπούνται, όπως φαίνεται στο (σχήμα 2.37). Έτσι για αιώρηση έχουμε:

Ώθηση = Βάρος

Σχήμα 2.37-Αιώρηση , Ώθηση = βάρος

` Έτσι ελέγχοντας την ώθηση το αεροσκάφος μπορεί να ανέλθει ή να κατέλθει κάθετα, (σχήμα2.38). Το μεγάλο πλεονέκτημα για ένα τέτοιο αεροσκάφος είναι το ότι μπορεί να προσγειωθεί ή να απογειωθεί σε μικρού μήκους διαδρόμους. Τα αεροσκάφη αυτά ονομάζονται καθέτου προσγείωσης ή απογείωσης VTOL (Vertical Take- offand Landing) και έχουν την επιπλέον δυνατότητα να συμπεριφέρονται και σαν συμβατικά αεροπλάνα. Σε αντίθεση τα ελικόπτερα, παρ’ όλο που έχουν τη δυνατότητα να αιωρούνται, δεν ανήκουν στα αεροσκάφη καθέτου προσγείωσης ή απογείωσης, μια που τα περισσότερα από αυτά δεν έχουν τις ίδιες δυνατότητες , ταχύτητας και ελιγμών, όπως τα αεροπλάνα.



130


Σχήμα 2.38-Κάθετη προσγείωση και απογείωση για VTOL αεροπλάνα.

Τα πρώτα πειραματικά αεροπλάνα VTOL ήταν το Lock heed XFV-1 το Convair XFY-1 και το Ryan X-13 Vertijet, (σχήμα 2.39). Τα κύρια προβλήματα γι’ αυτά τα αεροσκάφη ήταν η δυσκολία στους ελιγμούς κατά την απογείωση και την προσγείωση. Καθώς και ότι έπρεπε να πάρει οριζόντια κλίση ολόκληρο το αεροσκάφος για την συμβατική πτήση.

Σχήμα 2.39-Αρχικοί σχεδιασμοί VTOL

Μια εναλλακτική λύση δόθηκε από το LTV - Hiller - Ryan XC - 142A, (σχήμα 2.40α) στο αεροσκάφος έπαιρναν κλίση οι κινητήρες, οριζόντια ή κάθετα , αντί για το αεροσκάφος.



131


Η βέλτιστη λύση δόθηκε στο Hawker Harrier,( σχήμα 2.40β) ένα από τα πιο επιτυχημένα VTOL αεροσκάφη μέχρι τις μέρες μας. Στο Hawker Harrier χρησιμοποιήθηκε η κατευθυνόμενη ώθηση, περιστρέφοντας τις εξαγωγές των κινητήρων από την οριζόντια στην κάθετη θέση και αντίστροφα, (σχήμα 2.40γ). Ο επιπλέον έλεγχος σε χαμηλές ταχύτητες και σε αιώρηση γίνεται από μικρούς πίδακες αντίδρασης ( reactionjets ), στα άκρα των πτερύγων, στο πρόσθιο αλλά και στο οπίσθιο τμήμα του αεροσκάφους.

Σχήμα 2.40-Σύγχρονοι σχεδιασμοί VTOL



132

ΚΕΦΑΛΑΙΟ 3 ΧΑΡΑΚΤΗΡΙΣΤΙΚΑ ΑΕΡΟΤΟΜΩΝ ΜΙΚΡΩΝ ΤΑΧΥΤΗΤΩΝ

ΧΑΡΑΚΤΗΡΙΣΤΙΚΑ ΑΕΡΟΤΟΜΩΝ ΜΙΚΡΩΝ ΤΑΧΥΤΗΤΩΝ

3.1 Γενικά

Σ’ αυτό το κεφάλαιο θα ασχοληθούμε με την συμπεριφορά των αεροτομών σε μικρές υποηχητικές ταχύτητες καθώς και με τον προσδιορισμό και την ανάλυση των μεγεθών που αναφέρονται σε αυτές.

Η μελέτη θα γίνει αρχικά για την περίπτωση μιας απέραντης πτέρυγας και στη συνέχεια θα μελετήσουμε τα φαινόμενα που εμφανίζονται σε αυτήν. Γενικά, σε αυτό το κεφάλαιο θα αναφερθούμε στην ανάλυση των βασικών δυνάμεων που ασκούνται σε μία αεροτομή, όπως είναι η άντωση L και η οπισθέλκουσα D καθώς και η κατανομή των πιέσεων, όπως επίσης και στη σχέση αυτών με τη γεωμετρία της πτέρυγας και με τη γωνία προσβολής.



133


3.2 Αεροδυναμικές δυνάμεις και Ροπές σε μία αεροτομή

Μια αεροτομή όταν τοποθετεί σε ένα κινούμενο ρεύμα αέρα, δημιουργεί μια αεροδυναμική δύναμη R, δηλαδή μία δύναμη, η οποία εμφανίζεται εξαιτίας της σχετικής κινήσεως, καθώς επίσης και μία αεροστατική δύναμη εξαιτίας της τοποθετήσεως της στον αέρα. Η δεύτερη αυτή δύναμη είναι πολύ μικρή συγκριτικά με την πρώτη και έτσι παραλείπεται. Η αεροδυναμική δύναμη R ενεργεί κατά μήκος μιας ευθείας, της οποίας το σημείο τομής A με την χορδή της αεροτομής, ονομάζεται Κέντρο Πιέσεως , όπως φαίνεται στο (σχήμα 3.1).

Σχήμα (3.1)- Κέντρο πιέσεων

Η δύναμη R μπορεί να αναλυθεί σε δύο συνιστώσες. Μια κάθετη και μία παράλληλη προς τη διεύθυνση της ελεύθερης ροής. Οι συνιστώσες αυτές ονομάζονται Άντωση L, και Οπισθέλκουσα D αντίστοιχα. Η διεύθυνση και το μέγεθος της αεροδυναμικής δύναμης R, κατ’ επέκταση και των δυνάμεων της αντώσεως L και της οπισθέλκουσας D εξαρτώνται από την γωνία προσβολής α. Με τον όρο γωνία προσβολής εννοούμε τη γωνία η οποία σχηματίζεται από την χορδή της αεροτομής και από το διάνυσμα της ταχύτητας της ελεύθερης ροής (Σχήμα 3.1) . Η γωνία προσβολής α, είναι θετική, όταν το ρεύμα του αέρα προσβάλλει την αεροτομή κατά την κοιλία. Για κάθε μια αεροτομή υπάρχει μία ορισμένη γωνία προσβολής α0, όπου η άντωση L είναι μηδενική. Η αντίστοιχη διεύθυνση της ταχύτητας ονομάζεται διεύθυνση μηδενικής αντώσεως. Με την προϋπόθεση ότι η γωνία προσβολής α0 μετριέται από την χορδή της αεροτομής, η γωνία α0 θα είναι αρνητική για σύνηθες αεροτομές. Η διαφορά :

α΄=α-α0 (3.1)



134


μετρά την γωνία μεταξύ της διευθύνσεως της ταχύτητας και της διευθύνσεως της μηδενικής αντιστάσεως. (Σχήμα 3.2)

Σχήμα 3.2

Μια άλλη μέθοδος αναλύσεως της αεροδυναμικής δυνάμεως R είναι η μεταφορά του σημείου εφαρμογής της σε ένα άλλο σημείο επί της χορδής διαφορετικού από το κέντρο πιέσεως. Στην περίπτωση αυτή, η άντωση L προκαλεί μια ροπή M ως προς το σημείο Α, η οποία ονομάζεται Ροπή Προνεύσεως (ανατροπής) και λαμβάνεται θετική όταν ενεργεί κατά τη φορά ανύψωσης της μύτης του αεροπλάνου. Το (σχήμα 3.3) δείχνει τους δύο διαφορετικούς τρόπους ανάλυσης των δυνάμεων.

Σχήμα (3.3)- Δύο διαφορετικοί τρόποι ανάλυσης των δυνάμεων



135


Οι δυνάμεις της αντιστάσεως L και της οπισθέλκουσας D εκφράζονται με τη βοήθεια των σχέσεων:

L=1/2 ρ*V2*SL*CL (3.2)

Και

D=1/2*ρ*V2*SD*CL (3.3)

Όπου ρ είναι η πυκνότητα του αέρα, V η ταχύτητα πτήσεως, S η επιφάνεια εκπετάσματος της αεροτομής και CL και CD είναι οι συντελεστές αντώσεως και οπισθέλκουσας αντίστοιχα.

Από τις προηγούμενες σχέσεις παρατηρούμε ότι τόσο η άντωση, όσο και η οπισθέλκουσα, εκφράζονται με την βοήθεια των αδιάστατων συντελεστών CLκαι SD αντίστοιχα, και ότι για μία δεδομένη πτέρυγα, αυτοί οι συντελεστές ποικίλουν ανάλογα με την συμπεριφορά, δηλαδή με τη γωνία προσβολής. Σημειώνουμε εδώ ότι, για την περίπτωση μιας δυσδιάστατης πτέρυγας, η επιφάνεια εκπετάσματος S ανά μονάδα μήκους, είναι η χορδή c της αεροτομής, πολλαπλασιαζόμενη με τη μονάδα.

Κατά τον ίδιο τρόπο και η ροπή προνεύσεως (ανατροπής) Μ εκφράζεται από τη σχέση:

Μ=1/2*ρ*S*V2*CΜ (3.4)

Όπου CΜ είναι ο αδιάστατος συντελεστής ροπής προνεύσεως. Η ροπή προνεύσεως και ο συντελεστής αυτής, εξαρτώνται όπως είναι φυσικό από τη θέση του άξονα περιστροφής και με απλές σχέσεις της στατικής είναι δυνατό να υπολογισθεί η ροπή ως προς ένα σημείο αναφοράς.



136


3.3 Κατανομή πιέσεως σε μια αεροτομή

Όταν σε ένα ρεύμα αέρα περιρρέει μία αεροτομή τοποθετημένη μέσα σ’ αυτό, υπό μια γωνία προσβολής, τότε εμφανίζεται στένωση των ρευματικών γραμμών στην ράχη και διεύρυνση αυτών, στην κοιλία της αεροτομής όπως φαίνεται στο (σχήμα 3.4).

Σχήμα (3.4)- Ρευματικές γραμμές στην κοιλία της αεροτομής

Η μεταβολή αυτή των αποστάσεων των ρευματικών γραμμών, σύμφωνα με την εξίσωση συνεχείας, συνεπάγεται επιτάχυνση της ροής στη ράχη της αεροτομής, και επιβράδυνση αυτής στην κοιλία. Αυτές οι τοπικές αλλαγές στην ταχύτητα γύρω από την αεροτομή, σύμφωνα με το Θεώρημα Bernoulli, συνεπάγονται και αλλαγές της στατικής πιέσεως. Η κατανομή αυτή της πιέσεως ορίζει την παραγόμενη άντωση, τη ροπή προνεύσεως, την οπισθέλκουσα, τη θέση του κέντρου πιέσεως, και εκφράζεται συνήθως μέσω ενός συντελεστή πιέσεως cp, ο οποίος δίνεται από τη σχέση:

Cp=p-p∞ /1/2*ρ*V∞ 2=1-(V/V∞ ) 2 (3.5)



137


Θα πρέπει στο σημείο αυτό να αναφέρουμε ορισμένες βασικές έννοιες σχετικές με την κατανομή πιέσεως γύρω από μια υποηχητική αεροτομή.

i. Σημείο Ανακοπής σε ένα πεδίο ροής, ονομάζεται το σημείο εκείνο στο οποίο η ταχύτητα της ροής είναι μηδέν. Σύμφωνα με το Θεώρημα Bernoulli στο σημείο ανακοπής, η πίεση λαμβάνει μεγάλες τιμές και ο συντελεστής πιέσεως cpτην μέγιστη τιμή του 1, όπως καθαρά φαίνεται από τη (σχέση 3.5), η εμφάνιση σημείων ανακοπής σε μια υποηχητική αεροτομή παίζει σπουδαίο ρόλο για την κατανομή των πιέσεων σ’ αυτή, ή δε θέση αυτών επί της αεροτομής ποικίλει σε σχέση με την γωνία προσβολής για την αεροτομή του (σχήματος 3.4), το σημείο ανακοπής είναι το S. Θα πρέπει εδώ να σημειώσουμε ότι για να έχουμε ανακοπή δεν είναι πάντοτε απαραίτητη η παρουσία ενός στερεού σώματος μέσα στη ροή. Όταν δύο ή περισσότερα ρεύματα συναντώνται έτσι ώστε σε κάποιο σημείο η συνισταμένη ταχύτητα της ροής να μηδενίζεται, το σημείο αυτό είναι το σημείο ανακοπής.

ii. Θετικός Συντελεστής πιέσεως σημαίνει πως η πίεση σε αυτή την περιοχή της ροής είναι μεγαλύτερη από αυτή της ελεύθερης ροής, ενώ Αρνητικός Συντελεστής σημαίνει ότι η πίεση είναι μικρότερη από αυτή της ελεύθερης ροής.

Με βάση τα προηγούμενα και από το γεγονός ότι γύρω από μια αεροτομή, υπάρχει διαφορετική κατανομή πιέσεων εξαιτίας των υπερπιέσεων και υποπιέσεων της κοιλίας και της ράχης αντίστοιχα, θεωρείται απαραίτητη η δυνατότητα μιας γραφικής παραστάσεως αυτής της πιέσεως. Υπάρχουν δύο μέθοδοι για να το επιτύχουμε.

Κατά την πρώτη μέθοδο, από μια επιφάνεια αεροτομής χαράζουμε ευθείες σε κάθε σημείο, των οποίων το μήκος είναι ανάλογο με τον συντελεστή πιέσεως σε αυτό το σημείο, και οι οποίες είναι κάθετες στην επιφάνεια της αεροτομής. Ένα βέλος σε κάθε ευθεία προς τα μέσα εκφράζει θετικό συντελεστή πιέσεως, ενώ προς τα έξω εκφράζει αρνητικό συντελεστή. Οι άκρες αυτών των γραμμών ενώνονται με καμπύλες όπως φαίνεται στο (σχήμα 3.5).



138


Σχήμα (3.5).-Οι άκρες αυτών των γραμμών είναι ενωμένες με τις καμπύλες

Η δεύτερη μέθοδος είναι πιο χρήσιμη διότι παρέχει μία πιο λεπτομερή ανάλυση της κατανομής της πιέσεως. Αυτή αποτελείται από την γραφική παράσταση του συντελεστή πιέσεως cp σ’ ένα δυσδιάστατο σύστημα ορθογωνίων καρτεσιανών συντεταγμένων, όπου ο y άξονας εκφράζει τον cp και ο x άξονας τον λόγο x/c. Όπου x είναι η απόσταση από το χείλος προσβολής, μετρούμενη παράλληλα προς την χορδή της αεροτομής, και c είναι το μήκος της χορδής. Οι αρνητικές τιμές του cp βρίσκονται επάνω από τον οριζόντιο άξονα. (σχήμα 3.6).

Όπως εύκολα διαπιστώνεται από το (Σχήμα 3.6), από τέτοια καμπύλη, η θέση του σημείου ανακοπής (μέγιστο cp=1) μπορεί να εντοπισθεί αμέσως, ενώ η συνολική επιφάνεια που εσωκλείεται από αυτή την καμπύλη μας δίνει αμέσως την τιμή του συντελεστή αντιστάσεως CL και περαιτέρω γραφικές παραστάσεις μπορούν να μας δώσουν τον συντελεστή οπισθέλκουσας και τον συντελεστή ροπής προνεύσεως.

Η μαθηματική ανάλυση της γραφικής παράστασης πραγματοποιείται ως εξής:

Η συνολική δύναμη τώρα κατά την y- διεύθυνση ανά μονάδα εκπετάσματος συνδυάζοντας τις σχέσεις (7.6) και (7.7) είναι:

Y= ∫c

0 (pi-pu)*dx (3.6)



139


Ενώ ο συντελεστής αυτής της δυνάμεως είναι :

CY=Y/1/2*ρ*V∞ 2*S (3.7)

η

CY=Y/1/2*ρ*V∞ 2*c*1 (3.8)

η

CY= c ∫c

0

(pi-p∞ /1/2*ρ*V2∞ - Pu -P∞ /1/2*ρ*V2∞ )*1/c* dx (3.9)

η

CY= ∫1

0

(Cpi - Cpu)*d*(x/c) (3.10)

Όπου Cpu και Cpi είναι οι συντελεστές πιέσεως στην επάνω και κάτω επιφάνεια της αεροτομής αντίστοιχα. Εργαζόμενοι τώρα κατά τον ίδιο τρόπο και το Cx μπορεί να υπολογισθεί, ολοκληρώνοντας το Cp ως προς y/c.



140


Τότε εφόσον η γωνία προσβολής α είναι μικρή και ο Cx είναι κατά πολύ μικρότερος του Cy μπορούμε να γράψουμε:

CL= CY cosa – Cx sina = CY (3.11)

Και

CD=CY sina + CX cosa = CY a + CX (3.12)

Έτσι αυτή η προσέγγιση δίνει σύμφωνα με τη (σχέση 3.10) ότι:

CL= ∫1

0

(Cpi-Cpu)*d*(x/c) (3.13)

Ο συντελεστής της οπισθέλκουσας μπορεί να ληφθεί επίσης, μαζί με μια γραφική παράσταση του c ως προς y/c. Ομοίως μπορούμε να αποδείξουμε ότι και:

Cm = ∫1

0

(Cpi - Cpu)*x/c*d*(x/c) (3.14)

Όπου Cm είναι ο συντελεστής ροπής προνεύσεως επάνω από το χείλος προσβολής και μπορεί να ορισθεί γραφική παράσταση του Cp (x/c) ως προς το x/c.



141


3.4 Άντωση – Καμπύλη αντώσεως

Η άνωση L είναι η επιθυμητή συνιστώσα της συνολικής αεροδυναμικής δυνάμεως R, διότι αυτή εξασφαλίζει τη στήριξη του αεροπλάνου.

Όπως έχουμε αναφέρει και προηγουμένως η εμφάνιση της αντώσεως L συνεπάγεται την ύπαρξη της κυκλοφορίας Γ του αέρα, σύμφωνα με την εξίσωση Kutta - Zoukowsky, η οποία δίνεται από τη σχέση:

L= ρ*V*r*b (3.15)

Όπου ρ είναι η πυκνότητα V ή η ταχύτητα πτήσεως, Γ η κυκλοφορία της ροής γύρω από την πτέρυγα και b το εκπέτασμα της πτέρυγας.

Η κυκλοφορία Γ, όπως έχουμε αναφέρει είναι ένα φυσικό μέγεθος, το οποίο περιέχει την κατανομή ταχυτήτων γύρω από την αεροτομή ως και τη μορφή αυτής. Όπως φαίνεται από τη (σχέση 3.15), πτήση με Γ=0, είναι αδύνατον, διότι και L=0.

Ο υπολογισμός της αντώσεως με τον προηγούμενο τύπο είναι δυσκολότατος και ως εκ τούτου το Γ αντικαθίσταται με μεγέθη τα οποία ευρίσκονται πειραματικώς.

Έτσι για την άνωση L, ισχύει η γνωστή πειραματική σχέση:

L=1/2*ρ*V2*CL*s=q*CL*S (3.16)

Όπου q είναι η δυναμική πίεση, CLο συντελεστής αντώσεως (αδιάστατος αριθμός) και S η πτερυγική επιφάνεια, η οποία για ορθογώνια πτέρυγα είναι:



142


S=b*c (3.17)

Συνδυάζοντας τώρα την (σχέση 3.15) και (3.16) λαμβάνουμε για την κυκλοφορία την έκφραση.

Γ=2

cVCL

(3.18)

Όπου c είναι η χορδή της αεροτομής της ορθογώνια πτέρυγας .

Ο συντελεστής αντώσεως LC , για μικρές υποηχητικές ταχύτητες δίνετε από την σχέση :

LC =2 π α (3.19)

όπου α είναι η γωνία προβολής σε ακτίνια .

Ο συντελεστής αντώσεως LC λαμβάνει τιμές μέχρι 1,5 περίπου , η δε μεταβολή της γωνία προσβολής a είναι συνήθως από -6 0 μέχρι και 15 0 .Για γωνιές μεγαλύτερες των 15 0 και μικρότερες των -6 0 το LC είναι μηδέν , άρα δεν υπάρχει άντωση . Τότε το αεροπλάνο έχει πέσει σε απώλεια στηρίξεως .

Η μεταβολή του LC με τη γωνία προβολής για συμμετρική αεροτομή δίνεται από την καμπύλη του (σχήματος 3.6) . Από το σχήμα αυτό παρατηρούμε ότι για α=0 0 το LC =0 .

Το γενικό διάγραμμα όμως LC -α έχει τη μορφή του (σχήματος 3.7).

Από το σχήμα αυτό παρατηρούμε ότι αριστερά του σχήματος θ και δεξιά του σημείου δεν υπάρχει διάγραμμα και έτσι το LC =0 .

Σ αυτές τις δυο περιοχές έχουμε μόνιμη απώλεια στηρίξεως .



143


Σχήμα 3.6- Γενικό διάγραμμα CL-α

Στο σημείο E το LC είναι επίσης μηδέν αλλά λίγο πριν η λίγο μετά του σημείου υπάρχει πάλι άντωση. Η απώλεια στηρίξεως στο σημείο αυτό είναι στιγμιαία . Για μεγαλύτερες αρνητικές γωνιές από το σημείο E το LC είναι αρνητικό.

Για γωνιές προβολής a=0 , ο συντελεστής αντώσεως είναι το τμήμα oz και για ορισμένες αρνητικές γωνιές προβολής , έχουμε ακόμα θετικό LC .

Σημειώνεται εδώ , ότι στο σημείο E βρίσκετε κατά τη βύθιση . Και τούτο διότι σ’ αυτή την μορφή πτώσεως απαιτούμε η άντωση να είναι μηδέν και ως εκ τούτου το LC =0 , αλλά να υπάρχει η δυνατότητα για οποιαδήποτε μεταβολή της γωνία προβολής και να έχει πάλι LC .



144


Σχήμα 3.7 Διάγραμμα για την απώλεια στηρίξεως (cL -α)

Το διάγραμμα LC -α, όλων τον αεροτομών που υπάρχει , έχει κατασκευαστεί από την NASA και έτσι για κάθε τύπο αεροπλάνων μπορούμε να υπολογίσουμε την άντωση για ορισμένη γωνία προσβολής α , όταν είναι γνωστή η ταχύτητα πτήσεως , η πυκνότητα του αέρα και η "πτερυγική" επιφάνεια του αεροπλάνου .

Η άντωση που υπολογίζεται με βάση την προηγούμενη θεωρία έχει σταθερή κατανομή κατά μήκος του εκπετάσματος όπως φαίνεται στο (σχήμα 3.8). Στην πραγματικότητα όμως στην περιοχή της ατράκτου και στα δυο ακροπτερύγια η άντωση φθείρεται και ως εκ τούτου ελαττώνεται κατά ένα ποσοστό. Σχηματικά η φθορά της αντώσεως αυτών των δυο περιπτώσεων δίνεται στο (σχήμα 3.9).



145


Σχήμα 3.8- Σταθερή κατανομή κατά μήκος του εκπετάσματος

Η άντωση έτσι που υπολογίζεται με βάση την προηγούμενη θεωρία έχει σταθερή κατανομή κατά μήκος του εκπετάσματος όπως φαίνεται στο (Σχήμα 3.8). Στην πραγματικότητα όμως, στην περιοχή της ατράκτου και στα δυο ακροπτερύγια , η άντωση φθείρεται και ως εκ τούτου ελαττώνεται κατά ένα ποσοστό. Σχηματικά η φθορά της αντώσεως αυτών των δυο περιπτώσεων δίνεται στο (σχήμα 3.9).

Σχήμα (3.9)-Η πραγματική φθορά της αντώσεως κατά το μήκος του εκπετάσματος

Για την αντιμετώπιση της φθοράς της αντώσεως στα ακροπτερύγια εξαιτίας της εξισορροπήσεως των πιέσεων της κοιλίας και της ράχεως , χρησιμοποιείται η τεχνική της συστροφής της πτέρυγας , όπως έχουμε αναφέρει και προηγουμένως .



146


Από το (σχήμα 3.7) παρατηρούμε ότι σε κάποια τιμή της γωνίας προσβολής η άντωση λαμβάνει τη μέγιστη τιμή της . Η γωνία στην οποία πραγματοποιείται αυτό ονομάζεται γωνία απώλειας στήριξης και η αντίστοιχη τιμή του συντελεστού αντώσεως συμβολίζεται με maxLC .

Χαρακτηριστική γωνία απώλειας στήριξης είναι περίπου 15 0 και είναι ένα χαρακτηριστικό maxLC για μια επίπεδη πτέρυγα είναι περίπου 1,2 με 1,4.

Γενικά , μπορούμε να πούμε ότι το maxLC ,για μια ορισμένη αεροτομή , έχει μια μοναδική τιμή , την οποία λαμβάνουμε σε μια σταθερή γωνία απώλειας στηρίξεως , ανεξαρτήτως των μεταβολών της ταχύτητας οι οποίες πραγματοποιούνται κατά τους ελιγμούς. Άσχετα με αυτό , η τιμή του maxLC , επηρεάζεται αισθητά από ορισμένα γεωμετρικά στοιχεία της πτέρυγας , όπως επίσης και από τον αριθμό Reynolds . Έτσι :

Πάχος : Μια μικρή τιμή του λόγου πάχους - χορδής σημαίνει γενικά μικρή τιμή του maxLC , η οποία αυξάνει με το t/c μέχρι t/c=12-14% αλλά ελαττώνεται όταν έχουμε μεγαλύτερο πάχος .

Καμπυλότητα : Όπως είναι γνωστό τα αποτελέσματα της καμπυλότητας της πτέρυγας , είναι η αύξηση της κυκλοφορίας περιστροφής γύρω από αυτή . Η αύξηση της κυκλοφορίας, σύμφωνα με την γνωστή σχέση Kutta - Zoukowsky , συνεπάγεται αύξηση της αντώσεως για όλες της γωνιές προβολής , η οποία έχει σαν αποτέλεσμα και την αύξηση του maxLC .

Αριθμός Reynolds : Γενικά , όσο πιο μεγάλος είναι ο αριθμός Re της ροής , τόσο πιο μεγάλη είναι η τάση κατά της αποκολλήσεως .Έτσι αυξάνοντας τον αριθμό Re , καθυστερούμε την αποκόλληση του οριακού στρώματος και αυξάνεται έτσι το maxLC .

Ακτίνα χείλους προβολής : Ένα αρκετά αιχμηρό χείλος προσβολής , δηλαδή με μικρή ακτίνα καμπυλότητας , μπορεί να δημιουργήσει αποκόλληση της ροής γρήγορα , την γνωστή απώλεια στηρίξεως του χείλους προβολής και έτσι μια μικρή τιμή για το maxLC .



147


3.5 Συνολική οπισθέλκουσα αεροπλάνου

Αποδείξαμε ότι η οπισθέλκουσα αποτελείται από τρία συστατικά, την οπισθέλκουσα τριβής, την οπισθέλκουσα πίεσης και την οπισθέλκουσα επαγωγής. Βεβαίως σε ένα αεροπλάνο η συνολική οπισθέλκουσα αναλύεται αντίστοιχα σε άλλα συστατικά όπως την οπισθέλκουσα της πτέρυγας, των flaps, της ατράκτου, των ουραίων επιφανειών, των εξωτερικών δεξαμενών, του συστήματος προσγείωσης, των κινητήρων και διάφορων άλλων αεροδυναμικών επιφανειών. Όταν όλα αυτά συνδυαστούν υπάρχουν αλληλεπιδράσεις μεταξύ των οπισθελκουσών και έτσι έχουμε φαινόμενα παρεμπόδισης, έχοντας την λεγόμενη οπισθέλκουσα παρεμπόδισης.

Η οπισθέλκουσα παρεμπόδισης μπορεί να ελαχιστοποιηθεί με την ομαλοποίηση της ροής γύρω από τα διάφορα μέρη του αεροπλάνου, (σχήμα 3.10).

Σχήμα (3.10)- Πτερυγικές ραβδώσεις

Η οπισθέλκουσα , μεταβάλλεται αισθητά όταν αναφέρεται σε ολόκληρο το αεροπλάνο και έτσι θεωρείται απαραίτητο η μελέτη αυτή σε αυτήν την περίπτωση .

Έτσι αν θεωρηθεί ολόκληρο το αεροπλάνο η σχέση είναι:



148


c D = a+b2

Lc (3.20)

Που δίνει τον συντελεστή οπισθέλκουσας. Πρέπει να αλλάζει κατά πολύ και τούτο διότι τα αλλά στοιχειά του αεροπλάνου , δηλαδή η άτρακτος , τα καλύμματα τον κινητήρων , το ουραίο πτέρωμα κ.τ.λ. συμβάλουν επιπρόσθετα στην οπισθέλκουσα . Δεδομένου ότι αυτά τα μέρη του αεροπλάνου δεν παράγουν άντωση , η αύξηση της οπισθέλκουσας αναφέρεται κυρίως στην παράσιτο οπισθέλκουσας . Έτσι η παράσιτος οπισθέλκουσα , η οποία για την περίπτωση της πτέρυγας αποτελείται από την οπισθέλκουσα σχήματος και από την οπισθέλκουσα εσωτερικής τριβής , για την περίπτωση του αεροπλάνου εκτός αυτών τον δυο μορφών, αποτελείται και από την οπισθέλκουσα αλληλεπιδράσεως .

Αυτή η μορφή της οπισθέλκουσας εμφανίζεται κατά την συναρμολόγηση των διαφόρων μερών του αεροπλάνου . Και τούτο αν ορισμένα αεροδυναμικά σώματα μεμονωμένα έχουν ορισμένη οπισθέλκουσα , όταν αυτά συναρμολογηθούν σ’ ένα σώμα , έχουν πάντα μεγαλύτερη οπισθέλκουσα από το άθροισμα της οπισθέλκουσας κάθε σώματος. Σχηματικά αυτή η διάφορα της οπισθέλκουσας αλληλεπιδράσεως φαίνεται στο (σχήμα 3.11).

Σχήμα (3.11)-Αθροιστικά της οπισθέλκουσας κάθε σώματος



149


Για την ελάττωση της οπισθέλκουσας αυτής , τοποθετούμε στις συνδέσεις πτερωμάτων και ατράκτου διάφορα αεροδυναμικά καλύμματα με σκοπό να εξομαλύνουμε τη ροή σ’ αυτή την περιοχή . Τελείως σχηματικά τα καλύμματα φαίνονται στο (σχήμα 3.12).

Σχήμα (3.12)-Αεροδυναμικά

Έτσι για την περίπτωση ολοκλήρου αεροπλάνου ο συντελεστής παρασίτου οπισθέλκουσας δίνεται από την σχέση :

0Dc = Dc σχήματος+ Dc τριβής+ Dc αλληλεπιδράσεως (3.21)

Κατά προσέγγιση η οπισθέλκουσα παρεμπόδισης είναι το 5-10% της συνολικής οπισθέλκουσας.

Μικρά αντικείμενα που προεξέχουν από το αεροπλάνο, μπορούν να αυξήσουν τη συνολική οπισθέλκουσα παρόλο το μικρό τους μέγεθος. Στο (σχήμα 3.13) απεικονίζεται η αύξηση της οπισθέλκουσας για ένα αεροπλάνο με την προσθήκη διαφόρων αεροδυναμικών επιφανειών.



150


Σχήμα 3.13-Επιδράσεις μικρών αεροδυναμικών επιφανειών στη συνολική οπισθέλκουσα , για cL = 0.245

Στο (σχήμα 3.14) απεικονίζεται ένα αεροπλάνο ΜΕ-109 και η ανάλυση της οπισθέλκουσας στα επιμέρους συστατικά της. Αντίστοιχα στο σχήμα 3.15 έχουμε μια αναπαράσταση της μείωσης της συνολικής οπισθέλκουσας, στην διάρκεια των ετών εξέλιξης του αεροπλάνου.



151


Σχήμα 3.14-Ποσοστιαία σύσταση οπισθέλκουσας

Σχήμα 3.15- Μείωση οπισθέλκουσα στην πάροδο του χρόνου

Ο έλικας μετατρέπει την ισχύ του κινητήρα σε δύναμη ώθησης η οποία ισοδυναμεί με το γινόμενο της μάζας του αέρα που μετακινείται ανά δευτερόλεπτο επί την ταχύτητα που προσδίδεται στον αέρα. Στο (σχήμα 3.16) έχουμε διάφορες διατάξεις ελίκων που χρησιμοποιήθηκαν τόσο σε στρατιωτικά όσο και σε πολιτικά αεροπλάνα. Επίσης πρέπει να διευκρινίσουμε ότι η ροπή περιστροφής του έλικα είναι σε αντίθετη κατεύθυνση από την περιστροφική κίνηση του έλικα, (σχήμα 3.17) . Ο έλικας περιστρέφεται με σταθερό ρυθμό, ο οποίος βέβαια εξαρτάται από τη ροπή του κινητήρα.



152


Σχήμα 3.16- Συστήματα ελίκων Σχήμα 3.17- Ροπή και ώση

Όπως διακρίνουμε στο (σχήμα 3.18) το πτερύγιο ενός έλικα συνίσταται κατά το μήκος του, από διαφόρων ειδών αεροτομές. Επίσης, ενώ η πτέρυγα του αεροπλάνου, (σχήμα 3.19α), είναι σταθερή σε σχέση με την ελεύθερη ροή, σε αντίθεση το πτερύγιο του έλικα περιστρέφεται και η σχετική ροή είναι το άθροισμα των ανυσμάτων της ταχύτητας της ελεύθερης ροής και της περιστροφής ταχύτητας, (σχήμα 3.19β). Η γωνία μεταξύ αυτού του ανύσματος και του επιπέδου περιστροφής του έλικα ονομάζεται ελικοειδής γωνία. Αυτή μεταβάλλεται από την βάση του πτερυγίου έως το άκρο του. Στη βάση η ελικοειδής γωνία είναι 90.

Σχήμα 3.18- Πτερύγιο έλικα



153


Η γωνία μεταξύ του επιπέδου περιστροφής του έλικα και της χορδής του πτερυγίου είναι το άθροισμα της ελικοειδής γωνίας και της γωνίας πρόσπτωσης, (σχήμα 3.19γ). Αυτή είναι η γωνία πτερυγίου ή η λεγόμενη γωνία βήματος. Η γωνία βήματος μπορεί να είναι σταθερή ή μεταβλητή και έτσι έχουμε αντίστοιχα έλικα σταθερής γωνίας βήματος, ή έλικα μεταβλητής γωνίας βήματος.

Σχήμα 3.19-Ορολογία σχεδιασμού πτερυγίου έλικα

Η απόδοση ενός έλικα είναι το πηλίκο της παραγόμενης ισχύος προς την προσδιδόμενη ισχύ και είναι ανάλογη της ταχύτητας της ελεύθερης ροής. Στην απογείωση χρησιμοποιούμε μικρές γωνίες βήματος, για να έχουμε μεγάλες περιστροφικές ταχύτητες του έλικα, ενώ αντίθετα κατά την πτήση χρειάζονται μεγάλες γωνίες βήματος, (σχήμα 3.20 α, β).

Κατά την προσγείωση και όταν το αεροπλάνο τροχοπεδεί είναι δυνατόν να έχουμε αρνητικές γωνίες βήματος, έτσι ώστε να έχουμε αρνητική ώθηση και ουσιαστικά ένα επιπλέον σημαντικό αεροδυναμικό φρένο, (σχήμα 3.20 γ).



154


Σχήμα 3.20-Έλεγχος γωνίας βήματος πτερυγίου έλικα

Τα πτερύγια των ελίκων για χαμηλές ταχύτητες πτήσης είναι συνήθως λεπτά με στρογγυλεμένες άκρες, ενώ αντίθετα για υψηλές ταχύτητες έχουμε πτερύγια ελίκων σαν κουπιά ή αλλιώς περισσότερα πτερύγια.

Η ολκός που παράγεται από τον έλικα μπορεί να παρομοιαστεί σαν ένα κύλινδρο, όπου στο εσωτερικό του υπάρχει περιστρεφόμενος αέρας που μετακινείται προς την οπίσθια πλευρά του αεροπλάνου. Η ολκός αυτή έχει μεγαλύτερη ταχύτητα από την ελεύθερη ροή και άρα προσαυξάνει την οπισθέλκουσα στα τμήματα του αεροπλάνου με τα οποία έρχονται σε επαφή. Παράλληλα βέβαια επιδρά θετικά στις αεροδυναμικές δυνάμεις που αναπτύσσονται στις ουραίες επιφάνειες, (ιδιαίτερα χαμηλές ταχύτητες) .

Η περιστροφική κίνηση αυτής της ολκού μπορεί να προκαλέσει και προβλήματα αστάθειας και απώλειας ελέγχου. Για την επίλυση του προβλήματος αυτού χρησιμοποιούνται συνήθως δύο έλικες οι οποίοι περιστρέφονται σε αντίθετες κατευθύνσεις,( σχήμα 3.21).



155


Σχήμα 3.21-Έλικες με αντίθετη φορά περιστροφής

Σε ένα ελικόπτερο ο ρότορας αποτελεί ταυτόχρονα και την πτέρυγα αλλά και την έλικα. Τα πτερύγια του ρότορα έχουν σχήμα αεροτομής. Ακόμη, έχουν μεγάλο μήκος και είναι λεπτά, μεγάλο λόγο όψης AR, ενώ ο αριθμός τους ποικίλει ανάλογα με τη σχεδίαση, (σχήμα 3.22). Για βαριά ελικόπτερα συνήθως χρησιμοποιούνται πολλά πτερύγια.

Σχήμα 3.22-Τύποι ελικοπτέρων



156


Όπως και στους έλικες των αεροπλάνων, έτσι και στα ελικόπτερα έχουμε γωνία βήματος, η οποία ελέγχεται είτε για το σύνολο των πτερυγίων είτε για κάθε πτερύγιο ξεχωριστά.

Στο συνολικό βήμα μεταβάλλεται η γωνία βήματος σε όλα τα πτερύγια ταυτόχρονα σε συνδυασμό με την ισχύ του κινητήρα, έτσι ώστε να έχουμε την απαραίτητη άντωση κατά την απογείωση, την άνοδο, την κάθοδο αλλά και την αιώρηση.

Για τον έλεγχο του κυκλικού βήματος υπάρχει ένας δίσκος ταλάντωσης στην κεφαλή του ρότορα, ο οποίος δίσκος καθορίζει τη μεταβολή της γωνίας βήματος για κάθε ένα πτερύγιο ξεχωριστά. Όταν ο πιλότος θέλει να πετάξει προς τα εμπρός ο δίσκος ταλάντωσης παίρνει πρόσθια κλήση. Έτσι όταν ένα πτερύγιο πλησιάζει στην πρόσθια θέση, η γωνία βήματος του μειώνεται άρα και η άντωση του και το αποτέλεσμα είναι το πτερύγιο να ακολουθεί μια καθοδική πορεία. Αντίθετα, όταν ένα πτερύγιο πλησιάζει στην οπίσθια θέση, η γωνία βήματος του αυξάνει άρα και η άντωση του και το αποτέλεσμα είναι το πτερύγιο να ακολουθεί μια ανοδική πορεία.

Ως αποτέλεσμα ολόκληρος ο ρότορας παίρνει πρόσθια κλίση, το συνολικό άνυσμα της άντωσης μετακινείται πρόσθια και έτσι παράγεται μια συνισταμένη πρόσθια ώθηση, (σχήμα 3.23).

Σχήμα 3.23-Ελικόπτερο σε πρόσθια κίνηση

Λόγω της περιστροφής του ρότορα, το ελικόπτερο έχει την τάση να περιστραφεί γύρω από τον κάθετο άξονα του, αλλά προς την αντίθετη κατεύθυνση της περιστροφής του ρότορα. Η ύπαρξη του ουραίου ρότορα αντισταθμίζει αυτή τη περιστροφή. Επιπλέον, η αυξομείωση της ισχύος του ουραίου ρότορα χρησιμοποιείται και για την αλλαγή κατεύθυνσης.



157

ΚΕΦΑΛΑΙΟ 4 ΑΠΩΛΕΙΑ ΣΤΗΡΙΞΕΩΣ

Απώλεια στήριξης

4.1 Γενικά

Έχουμε αναφέρει ότι η απώλεια στηρίξεως οφείλεται στις επιδράσεις της αποκολλήσεως και ότι χαρακτηρίζεται από απώλεια αντώσεως καθώς επίσης και από αύξηση της οπισθέλκουσας . Έτσι εάν το φαινόμενο της απώλειας στήριξης συμβεί κατά την διάρκεια πτήσεως , το αεροπλάνο θα χάσει ύψος , εκτός και αν ακραία ενέργεια εκτελεσθεί για να προληφθεί αυτό . Αυτό είναι γενικά σωστό , αλλά υπάρχουν θέματα επί της συμπεριφοράς και του ελέγχου του αεροπλάνου στην περιοχή της απώλειας στήριξης που εξαρτώνται από την σχεδίαση της πτέρυγας .Έτσι θα αναλύσουμε ορισμένα στοιχεία που αναφέρονται στην απώλεια στήριξης καθώς επίσης και με τις επιδράσεις της πτέρυγας επί αυτής . Σημειώνουμε εδώ ότι το φαινόμενο της απώλειας στήριξης είναι χαρακτηριστικό για το αεροπλάνο και ότι δεν εμφανίζεται σε κανένα άλλο από τα κινούμενα σώματα . Το γεγονός αυτό , δείχνει την σπουδαιότητα αυτού του φαινομένου και δικαιολογεί την γενικότερη μελέτη του.



158


4.2 Χαρακτηριστικά απώλειας στηρίξεως

Η γωνία προβολής του αεροπλάνου αποτελεί μια από τις πλέον βασικές παραμέτρους λειτουργικότητας αυτού . Η σπουδαιότητα της γωνίας προβολής a προέρχεται από το γεγονός ότι η τιμή των συντελεστών Lc και

Dc είναι συνάρτηση αυτής .

Ο συντελεστήςCL αυξάνει , αυξανόμενης της γωνία προβολής μέχρι μια τιμή από την οποία ο συντελεστής άντωσης λαμβάνει την μέγιστη τιμή του Lc .

Η γωνία στην οποία πραγματοποιείται αυτό ονομάζεται γωνία απώλειας στήριξης η κρίσιμη γωνία προβολής σ κρ , και η αντίστοιχη τιμή του Lc .Και

μας παρέχει το μέγιστο συντελεστή αντώσεως maxLc . Οι τιμές αυτών των δυο

μεγεθών ποικίλουν το σχήμα της αεροτομής , όπως και το σχήμα της πτέρυγας ,σύνηθες τιμές σ κρ =15 0 είναι maxLc =1.2. Όταν υπερβούμε την

κρίσιμη γωνία προβολής τότε παρατηρείται αποκόλληση του οριακού σημείου αντώσεως, η οποία έχει σα συνέπεια την εξασθένιση της στηρίξεως και την πτώση του αεροπλάνου . Άρα η απώλεια στηρίξεως είναι αποτέλεσμα της αποκολλήσεως της ροής από τη ράχη της πτέρυγας και της δημιουργίας τυρβώδους ροής .

Έτσι όταν η γωνία προβολής έχει της τιμές α=0 0 η α=5 0 , δηλαδή όταν η α παραμένει μικρή τότε το σημείο αποκολλήσεως A του οριακού στρώματος , όπως φαίνεται στο (σχήμα 4.1), βρίσκεται στο χείλος εκφυγής ή πλησίον αυτού , οπότε όλη η ράχη της πτέρυγας καλύπτεται από την περιοχή της στρωτής ροής του οριακού στρώματος.



159


Σχήμα (4.1)

Όταν όμως η γωνία προβολής φθάσει μια αρκετά μεγάλη τιμή , όπως την τιμή a=16 και a=20 του (σχήματος 4.2), παρατηρείται μια απότομη μετακίνηση του σημείου αποκολλήσεως A από το χείλος εκφυγής στο χείλος προσβολής της πτέρυγας .Η μεταβολή αυτή του σημείου αποκολλήσεως έχει σαν αποτέλεσμα την αποκόλληση του οριακού στρώματος από τη ράχη της πτέρυγας και την εμφάνιση τυρβώδους ροής επί αυτής . Έτσι η αποκόλληση επιφέρει ελάττωση της αντώσεως εξαιτίας της καταστροφής μεγάλου μέρους τον υποπιέσεων , με αποτέλεσμα την εξασθένησης της στηρίξεως και την πτώση του αεροπλάνου , ενώ η εμφάνιση της τυρβώδους ροής στην ράχη της πτέρυγας επιφέρει αύξηση της οπισθέλκουσας .

Σχήμα (4.2)



160


Από την προηγούμενη ανάλυση διαπιστώνουμε ότι η πτέρυγα συμπεριφέρεται σαν αεροδυναμικό σχήμα , μόνο εάν η γωνία προσβολής αυτής είναι πολύ μικρή. Πέρα της κρίσιμης τιμής της γωνίας προσβολής, η πτέρυγα παρουσιάζει συμπτώματα κουράσεως και αποκολλήσεως του οριακού στρώματος , με αναστροφή της ροής και εμφάνιση περιοχής τυρβώδους ροής . Επίσης, η ίδια ανάλυση μας παρέχει την πληροφορία ότι η ανωμαλία που προκαλεί η υπέρβαση της σ κρ είναι διπλή , από το γεγονός ότι

επιφέρει όχι μόνο απότομη , σημαντική πτώση της ανώσεως L , αλλά και υπερβολική αύξηση της οπισθέλκουσας D της πτέρυγας . Από τις επιδράσεις αυτές , η σπουδαιότερη είναι η πτώση της αντώσεως , δεδομένου ότι αυτή συντάσσεται με απώλεια στηρίξεως .

Από πρακτικής απόψεως η απώλεια στηρίξεως παρουσιάζει ενδιαφέρον από το γεγονός ότι συνδέεται με απώλεια ύψους. Εξαιτίας αυτού δημιουργείται κίνδυνος προσκρούσεως στο έδαφος , όταν η απώλεια στηρίξεως πραγματοποιείται σε χαμηλό ύψος για παράδειγμα κατά την απογείωση . Επίσης, είναι δυνατό ένεκα ελαττωματικής συμπεριφοράς του αεροπλάνου , αδέξιου χειρισμού ή ανώμαλων καιρικών συνθηκών η απώλεια στηρίξεως να απολήγει σε περιδίνηση .

Γενικά η έξοδος από την απώλεια στηρίξεως πραγματοποιείται με την εξουδετέρωση του αιτίου που την προκάλεσε , δηλαδή με ελάττωση της γωνίας προσβολής α κατά της κρισίμου . Σ’ ένα ορθόδοξο αεροπλάνο , η ελάττωση αυτή γίνεται αυτόματα , αρκεί ο χειριστής να μη την εμποδίσει , επιμένοντας να έλκει το χειριστήριο ανόδου - καθόδου προς τα πίσω . Οι παράγοντες , οι οποίοι προσπαθούν να ελαττώσουν τη γωνία προσβολής μετά την υπέρβαση της από την κρίσιμη τιμή της είναι :

Η μετατόπιση της αντώσεως L προς τα πίσω , η οποία παράγει ροπή καταβιβάσεως της κεφαλής του αεροπλάνου.

Η ευστάθεια που εξασφαλίζει στο αεροπλάνο το οριζόντιο ουραίο πτέρωμα , του οποίου ο ρόλος είναι να αντιδρά σε κάθε αύξηση ή ελάττωση της γωνίας προσβολής .

Υπό την επίδραση αυτών των παραγόντων , η κεφαλή του αεροπλάνου κατέρχεται , η γωνία προσβολής ελαττώνεται , η ταχύτητα αυξάνεται και το αεροπλάνο εξέρχεται από την κατάσταση της απώλειας στηρίξεως με μικρή βύθιση και απώλεια ύψους συνήθους 150 με 500 ft. Αν αυτές οι αυτόματες επιδράσεις δεν υπάρχουν ή δεν είναι αρκετά αποφασιστικές , ο χειριστής οφείλει ,όχι μόνο να χαλαρώσει την προς τα πίσω έλξη του χειριστηρίου αλλά και να ωθήσει αυτό προς τα εμπρός .



161


Ολοκληρώνοντας την ανάλυση των χαρακτηριστικών της απώλειας στήριξης θεωρείται απαραίτητη η εύρεση μιας σχέσεως για την ταχύτητα απώλειας στήριξης . Έτσι για την περίπτωση μιας ευθείας οριζόντιας πτήσεως ισχύει η σχέση:

L=W (4.1)

Και

W= LSCPV 2

21

(4.2)

Για την περίπτωση απώλειας στηρίξεως έχουμε :

C L = C maxL (4.3)

Οπότε η (4.2) δίνει:

sv =max

12

Lcswρ (4.4)

Η ταχύτητα sv , η οποία δίνεται από την σχέση (4.4) είναι η ελάχιστη δεικνυομένη IAS , στην οποία δύναται να ίπταται οριζόντια ένα αεροπλάνο .



162


4.3 Η επίδραση του σχήματος της αεροτομής

Η μορφή της αεροτομής είναι ένα από τα κύρια αιτία που επηρεάζουν την συμπεριφορά της πτέρυγας κοντά στην απώλεια στηρίξεως . Σε μερικές αεροτομές η απώλεια στηρίξεως συμβαίνει πολύ απότομα , οπότε και η ελάττωση της άντωσης είναι σημαντική .Σε άλλες η προσέγγιση της απώλειας στηρίξεως γίνεται περισσότερο βαθμιαία και η ελάττωση της αντώσεως είναι λιγότερο καταστρεπτική . Στην πράξη είναι επιθυμητό να μην συμβαίνει απότομα η απώλεια στηρίξεως και να έχει ο χειριστής την κατάλληλη προειδοποίηση κατά την προσέγγιση σ’ αυτήν .

Γενικά μια ιδεώδης αεροτομή είναι εκείνη που χαρακτηρίζεται από μεγάλη τιμή C maxL ,η οποία εξασφαλίζει μικρή τιμή της sv και από προοδευτική πτώση του C L μετά την υπέρβαση της κρίσιμης γωνίας προσβολής σ κρ , η

οποία εξασφαλίζει προειδοποίηση του χειριστού υπό μορφή κραδασμών . Τα χαρακτηριστικά της αεροτομής τα οποία ευνοούν την ομαλή και προοδευτική απώλεια στηρίξεως είναι :

1) Ακτίνα καμπυλότητας του χείλους .

2) Λόγος πάχος -χορδής της αεροτομής .

3) Η καμπυλότητα και ειδικά η καμπυλότητα κοντά στο χείλος προβολής .

4) Η θέση κατά μήκος της χορδής τον σημείων μέγιστου πάχους και μέγιστης καμπυλότητας .

Γενικά μπορούμε να πούμε ότι , όσο πιο οξύ είναι το χείλος προσβολής της αεροτομής , όσο πιο λεπτή είναι η αεροτομή , και όσο πιο πίσω είναι οι θέσεις του μέγιστου πάχους και της καμπυλότητας της αεροτομής , τόσο πιο απότομη είναι η απώλεια στήριξης .



163


4.4 Επίδρασης της κατόψεως της πτέρυγας .

Όταν ένα αεροπλάνο ίπταται με γωνία προσβολής μικρότερη από τη γωνία προσβολής απώλειας στηρίξεως , το απόρρευμα της πτέρυγας είναι μια περιοχή ισχυρού αναβρασμού αλλά μικρού εύρους , η οποία δεν επηρεάζει γενικά το ουραίο πτέρωμα . Όταν όμως πλησιάσουμε τη γωνία προσβολής απώλειας στηρίξεως , τότε από το γεγονός ότι αρχίζει η αποκόλληση της ροής από την ράχη της πτέρυγας προκαλείται εκφυλισμός του απορρεύματος της πτέρυγας, σε μια περιοχή μετρίου μεν αναβρασμού αλλά μεγαλύτερου εύρους και η οποία εξαπλώνεται προς τα πίσω . Τότε, το οριζόντιο ουραίο πτέρωμα , του οποίου η κοιλιά βρίσκεται μέσα σ’ αυτή τη περιοχή , όπως φαίνεται στο (σχήμα 4.3), τίθεται σε μια ιδιάζουσα και χαρακτηριστική κατάσταση δονήσεως ,η οποία μοιάζει με έναν ασθενή σεισμό και η οποία ονομάζεται « ρίπιση » .

Σχήμα 4.3

Αυτή η ρίπιση γίνεται αισθητή στη θέση του χειριστή , και ιδιαίτερα στα χειριστήρια , στα οποία μεταδίδεται από το σύστημα χειρισμού . Όταν υπερβούμε τη γωνία απώλειας στηρίξεως , το απόρρευμα της πτέρυγας έχει μετατοπισθεί από την κοιλιά στη ράχη του ουραίου πτερώματος , όπως φαίνεται στο (σχήμα 4.4) με αποτέλεσμα τη ροη από αυτό . Από την προηγούμενη ανάλυση της ρίπισης , διαπιστώνουμε ότι αν αυτή είναι από επικίνδυνα φαινόμενα , διαρκεί πολύ λίγο χρονικό διάστημα και ότι μάλλον



164


είναι θετικό φαινόμενο διότι προειδοποιεί κατά ένα τρόπο τον χειριστή για μια επερχόμενη απώλεια στηρίξεως , αποφεύγοντάς τη πιο εύκολα και έγκαιρα , μειώνοντας την γωνία προσβολής . Με αλλά λόγια η ρίπιση της ουράς είναι ένα επιθυμητό χαρακτηριστικό του αεροπλάνου , διότι αποτελεί σαφή προειδοποίηση ένδειξη μιας απώλειας στηρίξεως που πλησιάζει.

Σχήμα 4.4

Από την προηγούμενη ανάλυση διαπιστώνουμε ότι , η απώλεια στηρίξεως πρέπει να εκδηλώνεται αρχικά στη ρίζα της πτέρυγας , και αυτό διότι , πρέπει η ρίπιση του ουραίου πτερώματος , που βρίσκεται ακριβώς πίσω από την ρίζα του , θα προηγηθεί από τα αλλά γνωρίσματα της απώλειας στηρίξεως και θα έχει έτσι τον πολύτιμο προειδοποιητικό χαρακτήρα .Επίσης όταν η αρχή της απώλειας στηρίξεως πραγματοποιείται στη ρίζα της πτέρυγας , παρέχει τη δυνατότητα στο αεροπλάνο να διατηρήσει τον εγκάρσιο έλεγχο κατά την απαρχή αυτού. Αυτό επιτυγχάνεται από το γεγονός ότι τα πηδάλια κλήσεως , με την βοήθεια των οποίων πραγματοποιείται ο εγκάρσιος έλεγχος ,είναι τοποθετημένα στα άκρα της πτέρυγας , οπότε εξακολουθούν να είναι δραστικά στην αρχή της απώλειας στηρίξεως αν αυτή εκδηλώνεται πρώτα στη ρίζα . Όπως είναι φυσικό η θέση έναρξης της απώλειας στήριξης εξαρτάται από την κάτοψη της πτέρυγας .

Έτσι εάν η πτέρυγα είναι ορθογώνια η αποκόλληση αξίζει από το μέσο αυτής και στη συνεχεία εξαπλώνεται προς τα άκρα αυτής. Η απώλεια στήριξης γίνεται αισθητή αρχικά πλησίον της ρίζας της πτέρυγας και εμφανίζεται μια τάση διατοιχισμού σώματος, και έτσι συνήθως γίνεται απώλεια στήριξης στην μια πτέρυγα πριν από την άλλη . Το αεροπλάνο χάνει ύψος αλλά κατά αυτό τον τρόπο παραμένει ασφαλές . Η απώλεια άντωσης γίνεται επίσης αισθητή μπροστά από το κέντρο βάρους του αεροπλάνου , έτσι ώστε το ρύγχος πέφτει , η γωνία αυξάνεται και η γωνία προσβολής ελαττώνεται . Έτσι η φυσική τάση του αεροπλάνου , είναι να απομακρύνεται από την κατάσταση μεγάλων γωνιών προσβολής που ήταν αιτία έναρξης της απώλειας στήριξης . Αποτελεί το πλέον επιθυμητό είδος αντιδράσεως στην



165


απώλεια στήριξης . Η αρχή της απώλειας στήριξης σε ορθογώνια πτέρυγα φαίνεται στο( σχήμα 4.5).

,

Σχήμα 4.5-Απώλεια στήριξης σε ορθογώνια πτέρυγα

Ο λόγος για τον όποιο η ορθογώνια πτέρυγα συμπεριφέρεται κατά αυτό το τρόπο , όσον αφορά κατά την αρχή της απώλειας στηρίξεως , είναι το γεγονός ότι η ένταση του κάτω ρεύματος και συνεπώς και η τιμή της επαγωγικής γωνίας προσβολής μπαίνουν ελαττωμένες από τα άκρα προς την ρίζα .Έτσι η αποτελεσματική γωνία προσβολής φθάνει την κρίσιμη τιμή της πρώτα στην ρίζα από όπου αρχίζει και η απώλεια στήριξης . Υπενθυμίζουμε ότι η σχέση συνδέει την επαγωγική , την αποτελεσματική και τη γεωμετρική γωνία προσβολής μιας πεπερασμένης πτέρυγας όπου είναι :

α= α-α 0 (4.5)

Σε μια τραπεζοειδή πτέρυγα όμως η αποκόλληση αρχίζει πρώτα στην περιοχή των ακροπτερυγίων πριν εξαπλωθεί προς τα μέσα ,όπως φαίνεται στο (σχήμα 4.6). Αυτό σημαίνει ότι μια ελάττωση της άντωσης γίνεται αίσθηση πρώτα στα ακροπτερύγια .Έτσι αν μια πτέρυγα χάσει την στήριξη της πριν την άλλη ,τότε μια αξιόλογη ροπή θα δημιουργηθεί γύρω από τον άξονα διατοιχισμού του αεροπλάνου. Η μια πτέρυγα θα πέσει και μια κίνηση διατοιχισμού θα αρχίσει . Όταν αυτό αρχίσει είναι πολύ πιθανή η έναρξη περιδινήσεως εκτός αν ληφθούν μετρά επαναφοράς από το χειριστή. Επίσης , από το γεγονός ότι τα πτερύγια κλήσεων , που ελέγχουν τον διατοιχισμό του αεροπλάνου , είναι τοποθετημένα κοντά στα ακροπτερύγια , η απώλεια στήριξης στα ακροπτερύγια συμβάλλει στην απώλεια εγκαρσίου έλεγχου , όπως αναφέραμε και προηγουμένως .



166


Σχήμα 4.6-Αποκόλιση τραπεζοειδούς πτέρυγας

Αυτή η συμπεριφορά της τραπεζοειδούς πτέρυγας οφείλεται στο γεγονός ότι σε αντίθεση με την ορθογώνια , η τιμή του κάτω ρεύματος και της επαγωγικής γωνίας αυξάνει από το άκρο προς τη ρίζα , με αποτέλεσμα η αποτελεσματική γωνία προσβολής a 0 ,να φτάνει στη κρίσιμη τιμή πρώτα στα άκρα της πτέρυγας .

Οι οπισθοκλινείς πτέρυγες επίσης όπως φαίνεται στο (σχήμα 4.7), τείνουν να χάσουν τη στήριξη τους πρώτα κοντά στα ακροπτερύγια . Σ’ αυτή τη περίπτωση υπάρχει μια επιπρόσθετη αρνητική αντίδραση . Δεδομένου ότι τα ακροπτερύγια βρίσκονται αρκετά πίσω από το κέντρο βάρους του αεροπλάνου , η απώλεια αντώσεως στα ακροπτερύγια έχει σαν αποτέλεσμα την απότομη άνοδο του ρύγχους και την αύξηση κατά αυτό τον τρόπο της γωνίας προσβολής . Δεδομένου ότι για να αποφύγουμε την κατάσταση απώλειας στήριξης είναι αναγκαίο να ελαττωθεί η γωνία προσβολής. Αυτό είναι ένα μειονέκτημα της οπισθοκλινούς πτέρυγας , που μπορεί να αποβεί καταστρεπτικό αν συμβεί κοντά στο έδαφος , όπως στην προσγείωση ή απογείωση , όπου το αεροπλάνο ίπταται με μεγάλη γωνία προσβολής . Ακόμα και αρκετά μακριά από το έδαφος συμβάλλει γενικά στην απώλεια του έλεγχου προνεύσεως , οπότε είναι πολύ δύσκολη η επαναφορά . Αυτό το φαινόμενο είναι γνωστό ως pitch-up και είναι ένα επικίνδυνο χαρακτηριστικό πολλών υπερηχητικών αεροπλάνων .



167


Σχήμα 4.7- Οπισθοκλινείς πτέρυγα

Με βάση τα προηγούμενα θα έπρεπε κανονικά να χρησιμοποιείται στα αεροπλάνα , η ορθογώνια πτέρυγα παρά η τραπεζοειδής . Παρόλο αυτά , η τραπεζοειδής πτέρυγα υπερτερεί των πτερύγων των άλλων σχημάτων , επειδή έχει σημαντικά ελαφρύτερο βάρος κατασκευής . Για αυτό το λόγο, αυτή η πτέρυγα χρησιμοποιείται ευρύτατα , κάνοντας χρήση ορισμένων διατάξεων η τεχνασμάτων με τα οποία κατορθώνουμε να ανατρέψουμε τη φυσική απώλεια στήριξης σε ριζική απώλεια στήριξης.

Τέλος, αναφέρουμε ότι στην περίπτωση ελλειψοειδούς πτέρυγας , όπως φαίνεται και στο (σχήμα 4.8),επειδή το κάτω ρεύμα είναι ομοιόμορφο κατά μήκους του εκπετάσματος , συνεπάγεται ότι και η επαγωγική γωνία είναι πάντα αυτή . Έτσι όταν η γωνία προσβολής α, φτάνει την τιμή της α κρ , η

αποτελεσματική γωνία προσβολής α 0 , φτάνει στη κρίσιμη τιμή της σε ολόκληρο το εκπέτασμα. Το αποτέλεσμα είναι ότι η απώλεια στήριξης αρχίζει ταυτόχρονα κατά μήκος ολόκληρου του χείλους εκφυγής , αυξανόμενης ακόμα της α και προχωράει προς τα εμπρός ομοιόμορφα .

Σχήμα 4.8- Ελλειψοειδούς πτέρυγας



168


4.5 Διατάξεις προλήψεως της απώλειας στηρίξεως

Για να προληφθεί η απώλεια στηρίξεως τον ακροπτερυγίων μιας τραπεζοειδούς γενικά πτέρυγας , χρησιμοποιούνται διάφορες διατάξεις εκ των οποίων οι σπουδαιότερες είναι οι ακόλουθες :

1)wash –out : Εάν η γωνία προσβολής είναι μικρότερη στα ακροπτερύγια από ότι είναι στη ρίζα ,τότε η απώλεια στηρίξεως στα ακροπτερύγια μπορεί να καθυστερήσει , έως ότου να συμβεί η απώλεια στηρίξεως στη ρίζα . Υπάρχει βέβαια ένα όριο χρησιμοποιήσεως ,αλλά εάν χρησιμοποιηθεί ,τότε σε μεγάλες ταχύτητες όπου η ολική γωνία προσβολής είναι μικρή , η γωνία προσβολής στα ακροπτερύγια μπορεί να είναι μικρότερη από την γωνία προσβολής μηδενικής αντώσεως , οπότε το ακροπτερύγιο δίνει ένα φορτίο προς τα κάτω . Αυτά όπως είναι φυσικό ελαττώνουν την απόδοση της πτέρυγας .

2) Κατά μήκος του εκπετάσματος της πτέρυγας χρησιμοποιούνται αεροτομές με διαφορές στη μορφή τους . Συγκεκριμένα σε διάφορες εγκάρσιες θέσεις της πτέρυγας χρησιμοποιούνται διαφορετικά ποσοστά κυρτότητας , δεδομένου ότι αυτό δίνει ένα μέτρο του ελέγχου επί του τοπικού μέγιστου συντελεστού αντώσεως και της γωνίας απώλειας στήριξης .

3) Στο εξωτερικό μόνο τμήμα της πτέρυγας χρησιμοποιείται μια σχισμή του χείλους προσβολής σ’ ένα μέρος του εκπετάσματος. Τέτοιες σχισμές περιγράφονται αναλυτικότερα έως υπεραντωτικές διατάξεις. Αυτές έχουν σκοπό να προλάβουν την αποκόλληση της ροής του αέρα σε περιοχές πίσω από αυτές .Έτσι εάν χρησιμοποιηθούν μόνο κοντά στα ακροπτερύγια , επιβραδύνουν την αποκόλληση εκεί μέχρι να συμβεί αλλού .

4) Για τη πρόληψη ακόμα της απώλειας στήριξης , χρησιμοποιούνται ορισμένες ειδικές πτέρυγες . Έτσι οι πτέρυγες τύπου δέλτα και ημισελήνου διατηρούν μερικά από τα πλεονεκτήματα των οπισθόκλινων πτερύγων χωρίς να υφίστανται το μειονέκτημα της απώλειας στηρίξεως τον ακροπτερυγίων .



169


Τέλος, αναφέρεται κάθε προεξοχή που υπάρχει στην πτέρυγα ή οτιδήποτε άλλο μπορεί να επηρεάσει αισθητά τη διαδικασία απώλειας στήριξης του αεροπλάνου , προκαλώντας τοπικές αποκολλήσεις της ροής . Τέτοιες προεξοχές μπορεί να τοποθετηθούν σκόπιμα στη πτέρυγα για να ελέγχουν τη συμπεριφορά της απώλειας στηρίξεως . Αυτές περιλαμβάνουν :

1) Γεννήτριες δεινών : Αυτές είναι μικρές λεπτές αεροτομές μεγάλης κυρτότητας και τοποθετούνται στην πτέρυγα κατά τέτοιον τρόπο , ώστε να εισάγουν δεινές στο οριακό στρώμα . Αυτή η ενεργοποίηση του οριακού στρώματος τείνει να προλάβει την αποκόλληση .

2) Φράκτες οριακού στρώματος : Αυτοί είναι απλές, μικρές πλάκες που σκοπό έχουν να προλάβουν την προς τα έξω κίνηση του οριακού στρώματος , η οποία είναι ένας παράγοντας προκλήσεως απώλειας στηρίξεως των "ακροπτερυγίων".



170


Επιλογή προγράμματος σχεδίασης

Μετά την επιλογή του αεροσκάφους ακολουθεί η σχεδίαση του, που πρέπει να γίνει με ηλεκτρονική μορφή μέσου κάποιου προγράμματος σχεδίασης . Τα καλύτερα προγράμματα σχεδίασης είναι τα προγράμματα cad διότι είναι τα ποιο εξελιγμένα προγράμματα σχεδίασης και με αυτά γίνονται σχεδόν όλοι οι ηλεκτρονικοί σχεδιασμοί. Επίσης, τα αρχεία μπορούν να αλλάξουν και μορφή, (ο 3D εκτυπωτής παίρνει αρχεία μορφής stl στερεοληθικής μορφής), οπότε μας βόλευε να γίνει η σχεδίαση σε αυτά τα προγράμματα. Παρακάτω αναλύονται οι δυνατότητες των προγραμμάτων σχεδίασης καθώς και οι διάφοροι τρόποι που μπορεί να γίνει μια σχεδίαση.

Σχήμα 5.1-Στη φωτογραφία φαίνεται το αεροπλάνο που φτιάξαμε στο πρόγραμμα « mαtlub»



171


5.1 Computer-aided design

Computer-aided design (CAD) είναι η χρήση των ηλεκτρονικών υπολογιστών - συστημάτων για να βοηθήσει στη δημιουργία, την τροποποίηση, την ανάλυση και τη βελτιστοποίηση του σχεδιασμού . Το CAD λογισμικό χρησιμοποιείται για την αύξηση της παραγωγικότητας του σχεδιαστή, τη βελτίωση της ποιότητας του σχεδιασμού, τη βελτίωση της επικοινωνίας μέσω της τεκμηρίωσης και τη δημιουργία μιας βάσης δεδομένων για την κατασκευή. Τα αρχεία CAD είναι συχνά σε μορφή ηλεκτρονικών αρχείων έτοιμα για εκτύπωση μεταλλοτεχνίας, ή άλλες εργασίες κατασκευής.

Το Computer-aided design χρησιμοποιείται σε πολλούς τομείς. Η χρήση του σε ηλεκτρονική σχεδίαση είναι γνωστή ως ηλεκτρονικός αυτοματισμός του σχεδιασμού ή EDA. Σε μηχανική σχεδίαση που είναι γνωστό ως Μηχανολογικός αυτοματισμός του σχεδιασμού ή MDA. Είναι επίσης γνωστό ως βοήθεια σύνταξη υπολογιστή (CAD), το οποίο περιγράφει τη διαδικασία δημιουργίας ενός τεχνικού σχεδίου με τη χρήση του λογισμικού των ηλεκτρονικών υπολογιστών.

Το Λογισμικό CAD για τη μηχανική σχεδίαση χρησιμοποιεί είτε φορέα με βάση τα γραφικά που απεικονίζουν τα αντικείμενα της παραδοσιακής σύνταξης ή μπορεί να παράγει γραφικά raster και να δείχνει τη συνολική εμφάνιση των σχεδιασμένων αντικείμενων. Ωστόσο, περιλαμβάνει πολύ περισσότερα από απλά σχήματα.

Όπως στο εγχειρίδιο σύνταξης των τεχνικών και μηχανολογικών σχεδίων , η έξοδος της CAD πρέπει να μεταφέρει πληροφορίες, όπως τα υλικά , τις διαδικασίες, τις διαστάσεις και τις ανοχές , ανάλογα με την εφαρμογή ειδικών συμβάσεων.

Το CAD μπορεί να χρησιμοποιηθεί για σχεδιασμό και καμπυλότητες σε δυο διαστάσεις(2D) ή καμπύλες, επιφάνειες, και στερεά σε τρισδιάστατο διάστημα (3D).



172

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Computer&usg=ALkJrhhFAeUhpHp4LqKn0C1PLz4g3l7n0w

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Computer&usg=ALkJrhhFAeUhpHp4LqKn0C1PLz4g3l7n0w

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Design&usg=ALkJrhgRFjFr9kFO4-odsE41My_6qAFyuQ

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/List_of_file_formats&usg=ALkJrhi19r34OY_Muz_dczODXPmXM0heZw%23Computer-aided

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/List_of_file_formats&usg=ALkJrhi19r34OY_Muz_dczODXPmXM0heZw%23Computer-aided

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Electronic_Design_Automation&usg=ALkJrhiQwzGy2XceOq_v-oHM_pezmuafvw

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Electronic_Design_Automation&usg=ALkJrhiQwzGy2XceOq_v-oHM_pezmuafvw

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/w/index.php%3Ftitle%3DMechanical_Design_Automation%26action%3Dedit%26redlink%3D1&usg=ALkJrhjHcNR6waWGQ2nECxMPXe5I4KvBlQ

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Technical_drawing&usg=ALkJrhiNu474xzPGuCu_KFY6ZPbNpXUDpw

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Raster_graphics&usg=ALkJrhjwWeib_LZoPiDO0qnzgNpubMAIgQ

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wiktionary.org/wiki/drafting&usg=ALkJrhjANKNjvBh2CXOTYQ4jWyGLY81NEA

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Technical_drawing&usg=ALkJrhiNu474xzPGuCu_KFY6ZPbNpXUDpw

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Material&usg=ALkJrhijjabW4Ibce8M9scIwOVfR4Fnp3Q

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Material&usg=ALkJrhijjabW4Ibce8M9scIwOVfR4Fnp3Q

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Dimension&usg=ALkJrhi7iZ-vsbBQwECBJSo7H1vqJ8EJIQ

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Engineering_tolerance&usg=ALkJrhhcPgjlz6058H-K7KcldodqSs_5eg

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/3D_computer_graphics&usg=ALkJrhjZDyptujSkl1g4GaPewwwz0jhR5Q


Είναι μια σημαντική βιομηχανική τέχνη που χρησιμοποιείται ευρέως σε πολλές εφαρμογές, συμπεριλαμβανομένης της αυτοκινητοβιομηχανίας, της ναυπηγικής βιομηχανίας, της αεροδιαστημικής βιομηχανίας, του βιομηχανικού και αρχιτεκτονικού σχεδιασμού, της προσθετικής και σε πολλά άλλα. Το CAD χρησιμοποιείται επίσης ευρέως για τη παραγωγή ΄animation΄ (ειδικά εφέ σε ταινίες),σε διαφημιστικά και σε τεχνικά εγχειρίδια, που συχνά αποκαλούνται DCC (Digital content creation). Η σύγχρονη παρουσία και η ισχύ των υπολογιστών σημαίνει ότι ακόμα και τα μυροδοχεία έχουν σχεδιαστεί με τη χρήση τεχνικών που ήταν ανήκουστο στους μηχανικούς της δεκαετίας του 1960. Λόγω της τεράστιας οικονομικής σημασίας της, το CAD έχει μια σημαντική κινητήρια δύναμη για την έρευνα στην υπολογιστική γεωμετρία , γραφικά υπολογιστών (hardware και software), και διακριτική διαφορική γεωμετρία.

Ο σχεδιασμός των γεωμετρικών μοντέλων για τα σχήματα σε ένα αντικείμενο, είναι μερικές φορές ιδιαίτερος και ονομάζεται called computer-aided geometric design (CAGD).

Ο στόχος των αυτοματοποιημένων συστημάτων CAD είναι να αυξηθεί η αποτελεσματικότητα, που όμως δεν είναι απαραίτητα ο καλύτερος τρόπος για να μπορέσουν οι νεοεισερχόμενοι να κατανοήσουν τις γεωμετρικές αρχές του SolidModeling. Για το σκοπό αυτό, γλώσσες προγραμματισμού, όπως το Plasma (Solid Modeling) είναι οι πιο κατάλληλες.



173

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Industrial_arts&usg=ALkJrhh6PNPhhidid4-SuHapfRsge3L9rQ

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Prosthesis&usg=ALkJrhj3UYW8Z-_mJaheJ6SFAdNgrq0-ag

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Special_effect&usg=ALkJrhgOYJF13pb7htWjdUMk-Mb0SVXXCA

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Advertising&usg=ALkJrhiESk4ac2keNfGQ4BhgFP6GQ83yIQ

http://en.wikipedia.org/wiki/Digital_content_creation

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Computational_geometry&usg=ALkJrhjRfQLK13wl_2WJHWbgea5J24ck1w

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Computer_graphics&usg=ALkJrhgs_JiOus3bjqF9oCWZ04BxWgUi9w

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Geometric_model&usg=ALkJrhjTqXWRnCVJ28GwNqed01PnJa4Jiw

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/PLaSM&usg=ALkJrhi6BjxiO6Nez40dupJ5LZirPE3c5Q


5.2 Ιστορική ανάδρομη

Ξεκινώντας τη δεκαετία του 1980 τα computer-aided design προγράμματα μείωναν την ανάγκη των συντακτών σημαντικά , ιδιαίτερα στις μικρές και μεσαίες επιχειρήσεις. Αυτό συνέβη εξαιτίας των προσιτών τιμών τους και της ικανότητα που είχαν να τρέχουν σε προσωπικούς υπολογιστές. Επίσης, επέτρεπαν στους μηχανικούς να κάνουν τη δική τους σύνταξη και αναλυτική εργασία, εξαλείφοντας την ανάγκη για ολόκληρα τμήματα. Στο σημερινό κόσμο, πολλοί φοιτητές στα πανεπιστήμια δεν μαθαίνουν χειρονακτικές τεχνικές σχεδίασης , επειδή δεν είναι υποχρεωμένοι να το πράξουν. Οι ημέρες του σχεδίου στο χέρι για την τελική σχεδίαση έχει σχεδόν τελειώσει. Τα πανεπιστήμια δεν απαιτούν τη χρήση του μοιρογνωμονίου και της πυξίδας για να δημιουργηθούν τα σχέδια, αντιθέτως, υπάρχουν πολλές κατηγορίες που επικεντρώνονται στη χρήση του λογισμικού CAD.

Σαν βοήθεια λογισμικών πακέτων υπάρχει ένα φάσμα σχεδιασμού από 2D vector -based συστήματα σχεδίασης σε 3D στερεά και επιφανειακά μοντέλα. Τα Σύγχρονα πακέτα CAD μπορούν συχνά να επιτρέψουν περιστροφές σε τρεις διαστάσεις, επιτρέποντας την προβολή ενός σχεδιασμένου αντικειμένου από οποιαδήποτε επιθυμητή γωνία, ακόμη και από το εσωτερικό.

Το CAD χρησιμοποιείται στο σχεδιασμό εργαλείων και μηχανημάτων καθώς και στη σύνταξη και το σχεδιασμό όλων των τύπων κτιρίων, από μικρές κατοικίες τύπου (μεζονέτες) ως τις μεγαλύτερες εμπορικές και βιομηχανικές δομές (νοσοκομεία και εργοστάσια). Το CAD χρησιμοποιείται κυρίως για τη λεπτομερή μελέτη των 3D μοντέλων και / τα 2D σχέδια φυσικά συστατικά. Επίσης χρησιμοποιείται καθ’ όλη τη διαδικασία της μηχανικής, από τις αρχές σχεδιασμού και τη διάταξη των προϊόντων μέσα από τη δύναμη και τη δυναμική ανάλυση των συγκροτημάτων, με τον ορισμό της παραγωγικής μεθόδου των συστατικών. Μπορεί επίσης να χρησιμοποιηθεί για αντικείμενα του σχεδιασμού. Επιπλέον, πολλές εφαρμογές CAD προσφέρουν πλέον προηγμένη απόδοση και δυνατότητες animation έτσι ώστε οι μηχανικοί να μπορούν να απεικονίσουν καλύτερα τα σχέδια των προϊόντων τους. Το 4DBIM είναι ένα είδος εικονικής προσομοίωσης μηχανικών κατασκευών που ενσωματώνουν το χρόνο ή το χρονοδιάγραμμα των σχετικών πληροφοριών για τη διαχείριση του έργου.

Στο CAD έχει αναπτυχτεί μια ιδιαίτερα σημαντική τεχνολογία στο πεδίο εφαρμογών που με τη βοήθεια υπολογιστή έχει σαν οφέλη τη μείωση του κόστους ανάπτυξης του προϊόντος και ένα πολύ μικρότερο χρόνο σχεδιασμού. Το CAD επιτρέπει στους σχεδιαστές τη διάταξη και την ανάπτυξη των εργασιών τους στην οθόνη, να το τυπώσουν και να το αποθηκεύσουν για μελλοντική επεξεργασία, εξοικονομώντας χρόνο με τα σχέδιά τους.



174

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Vector_graphics&usg=ALkJrhhKdsoOzG8GWIg1j-0kBkGsLps-tA

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Solid_modeling&usg=ALkJrhg4rtYbuDhlMby6T8LNUJbc_HiPBA

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/4D_BIM&usg=ALkJrhgsftk2glXqg9U40VkCisx_09FViQ

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/CAx&usg=ALkJrhifzDLqVTHsX0HFCqcFcAqqpRu07A


5.3 Εφαρμογή και χρήσεις προγράμματος

Το Computer-aided design είναι ένα από τα πολλά εργαλεία που χρησιμοποιούνται από τους μηχανικούς και τους σχεδιαστές και χρησιμοποιείται με πολλούς τρόπους ανάλογα με το επάγγελμα του χρήστη και τον τύπο του εν λόγω λογισμικού.

CAD είναι ένα μέρος της συνολικής ανάπτυξης ψηφιακών προϊόντων (DPD) δραστηριότητας κατά το Product Life cycle Management διεργασίας (PLM), και ως εκ τούτου χρησιμοποιείται σε συνδυασμό με άλλα εργαλεία, τα οποία είναι είτε ολοκληρωμένης ενότητας ή αυτόνομα προϊόντα, όπως:

• Computer- aided engineering (CAE) και Finite element analysis (FEA)

• Computer-aided manufacturing (CAM), συμπεριλαμβανομένων των οδηγιών για το Computer Numerical Control(CNC)

• Φωτογραφία ρεαλιστικής απόδοσης • Η διαχείριση των εγγράφων και έλεγχων της

αναθεώρησης χρησιμοποιώντας Διαχείριση Δεδομένων Προϊόντων (PDM).

• Το CAD χρησιμοποιείται επίσης για την ακριβή σύσταση των

προσομοιώσεων φωτογραφιών που συχνά απαιτούνται για την παρασκευή των περιβαλλοντικών επιπτώσεων. Με τη βοήθεια σχεδίου των προβλεπόμενων κτιρίων επάνω σε φωτογραφίες, τον υφιστάμενο περιβάλλοντα για να εκπροσωπεί το ό, τι θα είναι όπως ήταν η προτεινόμενη εγκατάσταση που επιτρέπεται να κατασκευαστεί. Πιθανή απόφραξη των διαδρόμων ,απόψεις και μελέτες σκιάς επίσης συχνά αναλύονται με τη χρήση του CAD.

Η ιστορία της κατασκευής μπορεί να χρησιμοποιηθεί και για να κοιτάξουμε πίσω σε προσωπικά χαρακτηριστικά του μοντέλου και να εργαστούμε για τον ενιαίο χώρο και όχι για το σύνολο του μοντέλου. Παράμετροι και περιορισμοί μπορεί να χρησιμοποιηθούν για τον προσδιορισμό του μεγέθους, του σχήματος και άλλων ιδιοτήτων των διαφόρων στοιχείων μοντελοποίησης. Τα χαρακτηριστικά του συστήματος CAD μπορεί να χρησιμοποιηθούν για την ποικιλία των εργαλείων για τη μέτρηση, όπως αντοχή σε εφελκυσμό, αντοχή διαρροής, ηλεκτρικές ή ήλεκτρο-μαγνητικές ιδιότητες. Επίσης, το άγχος του στελέχους, το χρονοδιάγραμμα ή πώς το στοιχείο επηρεάζεται σε ορισμένες θερμοκρασίες, κλπ.



175

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Product_Lifecycle_Management&usg=ALkJrhgUx0xSdIMbrvmQxzBAwLHQBW-qpA

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Computer-aided_engineering&usg=ALkJrhj0fhhKxy5NCmlQr86Zju2Tn4DBRA

http://en.wikipedia.org/wiki/Computer-aided_engineering

http://en.wikipedia.org/wiki/Finite_element_analysis

http://en.wikipedia.org/wiki/Finite_element_analysis

http://en.wikipedia.org/wiki/Computer-aided_manufacturing

http://en.wikipedia.org/wiki/Computer_Numerical_Control

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Rendering_(computer_graphics)&usg=ALkJrhhNdaoa692-vJKP75U7_so5fm1b1Q

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Revision_control&usg=ALkJrhj0DUFqJnNMZWqw-DIC58mOz8we0Q

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Revision_control&usg=ALkJrhj0DUFqJnNMZWqw-DIC58mOz8we0Q

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Product_Data_Management&usg=ALkJrhgoc2Ux6p3lvEVFc91gn7JKTo_nXA

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Product_Data_Management&usg=ALkJrhgoc2Ux6p3lvEVFc91gn7JKTo_nXA

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Timing_closure&usg=ALkJrhjqU0oSewt3bpQ9khK0nP9KncxV7A


5.4 Τύποι και προγράμματα

Υπάρχουν αρκετοί διαφορετικοί τύποι του CAD, που καθένα απαιτεί ο χειριστής να σκέφτεται με διαφορετικό τρόπο για το πώς να τα χρησιμοποιήσει και να σχεδιάσει εικονικά στοιχεία με διαφορετικό τρόπο για το καθένα.

Υπάρχουν πολλοί παραγωγοί 2D συστημάτων, συμπεριλαμβανομένου ενός αριθμού προγραμμάτων ανοιχτού κώδικα. Αυτά παρέχουν μια προσέγγιση στη διαδικασία του σχεδιασμού, χωρίς όλη αυτή η φασαρία πάνω από την κλίμακα και την τοποθέτηση στο φύλλο σχεδίασης που συνοδεύεται από σύνταξη σχεδίου , δεδομένου ότι αυτό μπορεί να ρυθμιστεί όπως απαιτείται κατά τη δημιουργία του τελικού σχεδίου.

Το 3D wireframe είναι βασικά μια επέκταση της 2D σύνταξης (δεν χρησιμοποιείται συχνά σήμερα). Κάθε γραμμή θα πρέπει να εισαχθεί με το χέρι. Το τελικό προϊόν δεν έχει ιδιότητες μάζας που σχετίζεται με αυτό και δε μπορεί να έχει τα χαρακτηριστικά απευθείας να προστίθενται σε αυτό, όπως για παράδειγμα τις οπές. Ο χειριστής προσεγγίζει με παρόμοιο τρόπο με τα 2D συστήματα, αν και πολλά 3D συστήματα επιτρέπουν τη χρήση του μοντέλου wireframe για να κάνει τις τελικές μετατροπές μηχανικής σχεδίασης.

Η 3D στερεά μορφή δημιουργείται κατά τρόπο ανάλογο με τους χειρισμούς και τα αντικείμενα του πραγματικού κόσμου (δεν χρησιμοποιείται συχνά σήμερα). Βασικές τρισδιάστατες γεωμετρικές μορφές (πρίσματα, κύλινδροι, σφαίρες, και ούτω καθεξής) έχουν στερεό όγκο που προστίθεται ή αφαιρείται από αυτό, ως συναρμολόγηση ή κοπή του πραγματικού κόσμου. 2D προβλεπόμενες απόψεις μπορούν εύκολα να παραχθούν από τα μοντέλα. Τα 3D σχεδία συνήθως δεν περιλαμβάνουν εργαλεία για να επιτρέπουν την εύκολη κίνηση των εξαρτημάτων. Θέτουν όρια στην κίνηση τους για να προσδιοριστούν παρεμβολές μεταξύ των συσκευών.



176

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Wire-frame_model&usg=ALkJrhh58YAvaNgUGrwa2FaDewscNh3L-w


Η 3D παραμετρική στερεά μοντελοποίηση απαιτεί από το φορέα εκμετάλλευσης να χρησιμοποιήσει ότι αναφέρεται ως <<πρόθεση του σχεδιασμού>>. Τα αντικείμενα και τα χαρακτηριστικά που δημιουργούνται είναι ρυθμιζόμενα. Τυχόν μελλοντικές τροποποιήσεις θα είναι άπλες, δύσκολες ή σχεδόν αδύνατο, ανάλογα με το πώς το αρχικό τμήμα έχει δημιουργηθεί. Πρέπει να το σκεφτούμε ως ένα «τέλειο κόσμο» αναπαράστασης του στοιχείου. Αν ένα χαρακτηριστικό επρόκειτο να περνά από το κέντρο του τμήματος, ο χειριστής πρέπει να το εντοπίσει από το κέντρο του μοντέλου, ίσως, από μια πιο βολική ακμή ή ένα αυθαίρετο σημείο, όπως ο ίδιος θα εντόπιζε κατά τη χρήση "dumb". Παραμετρικά στερεά απαιτούν από τον φορέα να εξετάσει τις συνέπειες των πράξεών του με προσοχή.

Μερικά πακέτα λογισμικού παρέχουν τη δυνατότητα να επεξεργαστείτε παραμετρικά και μη παραμετρικά γεωμετρικά σχήματα , χωρίς την ανάγκη να κατανοήσετε ή να αναιρέσετε την ιστορία του ντιζάιν ,με τη χρήση της άμεσης λειτουργικότητας της μοντελοποίησης. Αυτή η ικανότητα μπορεί να περιλαμβάνει επίσης την πρόσθετη δυνατότητα να συναγάγει δηλαδή τις σωστές σχέσεις μεταξύ επιλεγμένης γεωμετρίας (π.χ., επαφής, εκκεντρικότητα, το οποίο απαιτεί στη διαδικασία του μοντάζ λιγότερο χρόνο και ένταση εργασίας, ενώ ελευθερώνει τον μηχανικό από το βάρος της κατανόησης των μοντέλων. Αυτό το είδος με βάση τα συστήματα ονομάζεται Ρητοί μοντελιστές ή Direct modeling CAD.

Τα Topend συστήματα προσφέρουν τη δυνατότητα να ενσωματωθούν πιο οργανικά, τα αισθητικά και εργονομικά χαρακτηριστικά σε σχέδια. Η Freeform μοντελοποίησης επιφανείας σε συνδυασμό με στερεά μορφή μπορεί να επιτρέψει στο σχεδιαστή να δημιουργήσει προϊόντα που ταιριάζουν με την ανθρώπινη μορφή και τις οπτικές απαιτήσεις, καθώς και να διασυνδέονται με το μηχάνημα.



177

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Solid_modeling&usg=ALkJrhg4rtYbuDhlMby6T8LNUJbc_HiPBA

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Freeform_surface_modeling&usg=ALkJrhiHL4lS0tMJn03f1SJXzqxfPqbzVQ


5.5 Η τεχνολογία των προγραμμάτων σχεδίασης.

Αρχικά τα λογισμικά για τον υπολογιστή-Aided-συστήματα σχεδιασμού

αναπτύχθηκαν με γλώσσες προγραμματισμού όπως η Fortran και η ALGOL αλλά με την πρόοδο των object-oriented οι προγραμματιστική μέθοδοι είχαν αλλάξει ριζικά. Τυπικά σύγχρονα παραμετρικά χαρακτηριστικά που βασίζονται στη μοντελοποίηση ελεύθερης μορφής επιφάνειας συστήματα, είναι χτισμένο γύρω από μια σειρά βασικών C modules με τα δικά τους APIs . Ένα σύστημα CAD μπορεί να θεωρηθεί ως δημιουργικό από την αλληλεπίδραση μιας γραφικής διεπαφής χρήστη (GUI) με ¨NURBS ¨γεωμετρία ή και ορίων (Β-rep) δεδομένα μέσω ενός πυρήνα γεωμετρικής μοντελοποίησης . Μια μηχανή περιορισμένης γεωμετρίας μπορεί επίσης να χρησιμοποιηθεί για τη διαχείριση των συνεργατικών σχέσεων μεταξύ της γεωμετρίας, όπως η γεωμετρία wireframe σε ένα σκίτσο ή συστατικά σε ένα συγκρότημα.

Απροσδόκητη δυνατότητα αυτών των συνεργατικών σχέσεων έχουν οδηγήσει σε μια νέα μορφή των πρωτοτύπων που ονομάζεται ψηφιακή προτυποποίηση . Σε αντίθεση με τα φυσικά πρωτότυπα, οι οποίες συνεπάγονται την κατασκευή του χρόνου στο σχεδιασμό. Τα CAD μοντέλα μπορούν να παραχθούν από έναν υπολογιστή μέσω των φυσικών πρωτότυπων που έχουν σαρωθεί χρησιμοποιώντας ένα βιομηχανικό αξονικό τομογράφο. Ανάλογα με τη φύση της επιχείρησης, ψηφιακή ή φυσική τα πρωτότυπα μπορούν αρχικά να επιλέγονται ανάλογα με τις συγκεκριμένες ανάγκες.

Σήμερα, τα CAD συστήματα υπάρχουν για όλες τις μεγάλες πλατφόρμες λογισμικών( τα Windows , Linux , UNIX και Mac OSX ). Μερικά πακέτα υποστηρίζουν ακόμα και πολλαπλές πλατφόρμες.

Αυτή τη στιγμή, δεν υπάρχει ειδικός υπολογιστής που απαιτείται για τα λογισμικά προγράμματα CAD. Ωστόσο, ορισμένα συστήματα CAD μπορούν να έχουν καλά γραφικά και να κάνουν υπολογιστικές εντατικές εργασίες. Έτσι απαιτούνται μια σύγχρονη κάρτα γραφικών , και ένας επεξεργαστής CPUs υψηλής ταχύτητα όπως και μεγάλη μνήμης RAM .

Η διεπαφή ανθρώπου-μηχανής γίνετε μέσω ενός «ποντικιού» του υπολογιστή , αλλά μπορεί επίσης να είναι μέσω ενός στύλου η ψηφιακής ταμπλέτας γραφικών . Η χειραγώγηση της άποψης του μοντέλου στην οθόνη γίνεται επίσης μερικές φορές με τη χρήση ενός Spacemouse / Spaceball . Μερικά συστήματα υποστηρίζουν επίσης στερεοσκοπικά γυαλιά για την προβολή του 3D μοντέλου . Η τεχνολογία η οποία στο παρελθόν περιορίζονταν σε μεγαλύτερες εγκαταστάσεις ή εξειδικευμένες εφαρμογές πλέον έχουν γίνει διαθέσιμα σε μια ευρεία ομάδα χρηστών. Αυτά περιλαμβάνουν την CAVE ή sHMD ` και διαδραστικές συσκευές , όπως η τεχνολογία ανίχνευσης κίνησης.



178

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Fortran&usg=ALkJrhiMhv8EkMUUUsNQBOaijD1JJJCvGw

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/ALGOL&usg=ALkJrhgfDi27DAoHv6ZvcBg4VTTPk1qh4g

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Parametric_feature_based_modeler&usg=ALkJrhiqbzfjbIy58zPFQLTYBqXAtpf2aA

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Parametric_feature_based_modeler&usg=ALkJrhiqbzfjbIy58zPFQLTYBqXAtpf2aA

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Freeform_surface&usg=ALkJrhi3tfIoDk3O5ij6eYGk6nO50o0wmQ

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/C_(programming_language)&usg=ALkJrhj-EWJvmKWYjDZ7JbxsJhXKVIeDlQ

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Application_programming_interface&usg=ALkJrhjF1YcDQc-d9vZjQta0wRU1yRZ_-w

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Graphical_user_interface&usg=ALkJrhjBjW7pJJ3X7YW8B6PtawToJO2oqA

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/NURBS&usg=ALkJrhjhtdNglehMe1U2I5tQ8LEFBTg-dw

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Geometric_modeling_kernel&usg=ALkJrhjyl7gaEaoHedwTMCgsL0L_FWphsg

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Prototyping&usg=ALkJrhjNuLxnGe0WzxQ53BdJV01Dqv47fA

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Digital_prototyping&usg=ALkJrhjJEGS0RV6Oo6Bdfy6P0K1cSincNA

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Digital_prototyping&usg=ALkJrhjJEGS0RV6Oo6Bdfy6P0K1cSincNA

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Industrial_CT_scanning&usg=ALkJrhhlsiZb4Cjwc1hd8nlnSkV79Z3q5A

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Industrial_CT_scanning&usg=ALkJrhhlsiZb4Cjwc1hd8nlnSkV79Z3q5A

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Microsoft_Windows&usg=ALkJrhh79_o1cFyBuqgLwJAakMu8RRRIaw

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Linux&usg=ALkJrhi7sm0AA37_BO3jQ7EPX6qyzAQXBA

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/UNIX&usg=ALkJrhhcYkoRtMwxr8tNvszarRLbkykMXw

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Mac_OS_X&usg=ALkJrhgvpcy538sohdcgkvQo9-p5oO3E5w

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Graphics_card&usg=ALkJrhjGMmzp_TtPOnAzysRqg4TL0uUr7Q

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Central_processing_unit&usg=ALkJrhip1howRNnSyhezHRXBttUK5tJSQg

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/RAM&usg=ALkJrhhq1n-0uc2IlhFKFVps3h2OVIR8Pw

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Computer_mouse&usg=ALkJrhiRghomtpup1IBUO7Obi8HTgTLZZw

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Computer_mouse&usg=ALkJrhiRghomtpup1IBUO7Obi8HTgTLZZw

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Graphics_tablet&usg=ALkJrhieeF4ajuTZ0UAZO57fIuM6JOEFHg

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/3Dconnexion&usg=ALkJrhhKtPhU5NwhKEtOYIdz638VswfAxw

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/3Dconnexion&usg=ALkJrhhKtPhU5NwhKEtOYIdz638VswfAxw

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Scientific_visualization&usg=ALkJrhigOgklGV6ipjW_X5Cmg4RuJWxKcw

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Kinect&usg=ALkJrhjKLeODlqDDekdAk6i_1uwaiJUk1w

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Cave_automatic_virtual_environment&usg=ALkJrhhSXkgJ810HzggEg9d_hf6oGI7c0Q

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Virtual_reality&usg=ALkJrhhk0pm2HQQA0vnplReyhHQzN2DBHA

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Leap_Motion&usg=ALkJrhiBhiX07l14gCR9U59CxyXd7Al79g

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3Dcad%26biw%3D1024%26bih%3D677&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Kinect&usg=ALkJrhjKLeODlqDDekdAk6i_1uwaiJUk1w

ΚΕΦΑΛΑΙΟ 6 [ΔΙΑΔΙΚΑΣΙΑ ΕΚΤΥΠΩΣΗΣ]

Διαδικασία Εκτύπωσης

6.1 Γενικά

Μετά τη σχεδίαση του αεροπλάνου ακολουθεί η κατασκευή , η οποία θα γίνει με την βοήθεια ενός 3D εκτυπωτή . Ο 3D εκτυπωτή είναι ένα μηχάνημα όπου παίρνει το πρόγραμμα σε μορφή stl μέσω του προγράμματος 'catalyst', το επεξεργάζεται, κάνει τις απαραίτητες ενέργειες (έλεγχος σχεδίασης ,διάστασης ,λεπτομέρειες κ.τ.λ.) και έπειτα το στέλνει στον εκτυπωτή για να το κατασκευάσει .Ο εκτυπωτής λειτουργεί με μια κεφαλή όπου παίρνει 2 διαφορετικά υλικά .Η κεφαλή κινείται πάνω κάτω και αριστερά δεξιά με την βοήθεια γραναζιών και τα υλικά στην ουσία τα λιώνει για να τα χρησιμοποιήσει μέσω της υψηλής θερμοκρασίας που ανεβάζει (285oc). Το ένα είναι το υπόστρωμα δηλαδή η βάση του μοντέλου που χρησιμοποιείται σα στήριγμα, όπου εκεί πάνω θα γίνει έπειτα η κατασκευή του αεροπλάνου και το δεύτερο υλικό είναι το κανονικό υλικό του, που από αυτό κατασκευάζεται το μοντέλο.

Σχήμα-6.1- Στην παραπάνω φωτογραφία φαίνετε ο 3D printer «dimension sst» του τμήματος μηχανολογία του τ.ε.ι

καβαλά



179


6.2 Τρισδιάστατη εκτύπωση

Η τρισδιάστατη εκτύπωση (3D printing) είναι μια μέθοδος προσθετικής κατασκευής στην οποία κατασκευάζονται αντικείμενα μέσω της διαδοχικής πρόσθεσης επάλληλων στρώσεων υλικού. Στη τρισδιάστατη εκτύπωση μπορούν να χρησιμοποιηθούν διάφοροι τύποι υλικού, κυρίως κεραμικά και πολυμερή. Σε σύγκριση με άλλες τεχνολογίες και εξοπλισμό προσθετικής κατασκευής, οι τρισδιάστατοι εκτυπωτές είναι συνήθως ταχύτεροι, φθηνότεροι και ευκολότεροι στη χρήση. Οι τρισδιάστατοι εκτυπωτές χρησιμοποιούνται κυρίως για την κατασκευή φυσικών μοντέλων και πρωτοτύπων από σχεδιαστές, μηχανικούς και ομάδες ανάπτυξης νέων προϊόντων. Έχουν τη δυνατότητα να εκτυπώνουν μέρη και εξαρτήματα από διάφορα υλικά, με διαφορετικές μηχανικές και φυσικές ιδιότητες και συχνά σε μια ενιαία διαδικασία κατασκευής.



180

http://el.wikipedia.org/wiki/%CE%A5%CE%BB%CE%B9%CE%BA%CF%8C

http://el.wikipedia.org/wiki/%CE%A4%CE%B5%CF%87%CE%BD%CE%BF%CE%BB%CE%BF%CE%B3%CE%AF%CE%B1


6.3 Η χρήση των 3D εκτυπωτών

Η τεχνολογία των 3D εκτυπωτών βρίσκει επίσης χρήση στους τομείς

του κοσμήματος, των υποδημάτων, του βιομηχανικού σχεδιασμού, της αρχιτεκτονικής, της μηχανικής και των κατασκευών (AEC), στην αυτοκινητοβιομηχανία, την αεροδιαστημική, την οδοντιατρική και ιατρική βιομηχανία, την εκπαίδευση , τη χαρτογράφηση πληροφοριακών συστημάτων, σε έργα πολιτικών μηχανικών, και πολλά άλλα.

Ειδικά με τους εκτυπωτές που χρησιμοποιούν πλαστικό, μπορούν να κατασκευαστούν εξολκείς λάστιχου ποδηλάτου, κρεμάστρες, καπάκια, εργαλεία για Dremel, κλπ. Με την χρήση πλαστικού και σχεδίων 3D, που βρίσκονται ελεύθερα στο internet μπορεί κάποιος μόνος του να δημιουργήσει. Μπορεί πολύ εύκολα να φτιάξει από το πιο μικρό εξάρτημα έως ολόκληρη την κατασκευή κομμάτι-κομμάτι.

Επίσης, μια ιδιότητα των εκτυπωτών 3D είναι ότι μπορούν να αναπαράγουν τον εαυτό τους αφού μπορούν να εκτυπώσουν τα κομμάτια που αποτελούνται.

Ένα στρατηγικό πλεονέκτημα της τρισδιάστατης εκτύπωσης είναι η δυνατότητα παραγωγής περισσότερο εξατομικευμένων και περίπλοκων αντικειμένων χρησιμοποιώντας ακριβώς όσο υλικό είναι αναγκαίο . Eπίσης, η τρισδιάστατη εκτύπωση βοηθά στην τυποποίηση της παραγωγής μειώνοντας την ανάγκη παρουσίας γραμμής παραγωγής και συντελεί στη μείωση εκπομπών CO2 λόγω λιγότερων μετακινήσεων (logistics). Η τρισδιάστατη εκτύπωση, όπως σχεδόν κάθε τεχνολογία μπορεί να χρησιμοποιηθεί και για επικίνδυνους σκοπούς, όπως για παράδειγμα στην εύκολη κατασκευή όπλων.



181

http://el.wikipedia.org/wiki/%CE%9A%CF%8C%CF%83%CE%BC%CE%B7%CE%BC%CE%B1

http://el.wikipedia.org/wiki/%CE%A0%CE%B1%CF%80%CE%BF%CF%8D%CF%84%CF%83%CE%B9

http://el.wikipedia.org/w/index.php?title=%CE%92%CE%B9%CE%BF%CE%BC%CE%B7%CF%87%CE%B1%CE%BD%CE%B9%CE%BA%CF%8C%CF%82_%CE%A3%CF%87%CE%B5%CE%B4%CE%B9%CE%B1%CF%83%CE%BC%CF%8C%CF%82&action=edit&redlink=1

http://el.wikipedia.org/wiki/%CE%91%CF%81%CF%87%CE%B9%CF%84%CE%B5%CE%BA%CF%84%CE%BF%CE%BD%CE%B9%CE%BA%CE%AE

http://el.wikipedia.org/wiki/%CE%9C%CE%B7%CF%87%CE%B1%CE%BD%CE%B9%CE%BA%CE%AE

http://el.wikipedia.org/w/index.php?title=%CE%91%CF%85%CF%84%CE%BF%CE%BA%CE%B9%CE%BD%CE%B7%CF%84%CE%BF%CE%B2%CE%B9%CE%BF%CE%BC%CE%B7%CF%87%CE%B1%CE%BD%CE%AF%CE%B1&action=edit&redlink=1

http://el.wikipedia.org/w/index.php?title=%CE%91%CE%B5%CF%81%CE%BF%CE%B4%CE%B9%CE%B1%CF%83%CF%84%CE%B7%CE%BC%CE%B9%CE%BA%CE%AE&action=edit&redlink=1

http://el.wikipedia.org/wiki/%CE%9F%CE%B4%CE%BF%CE%BD%CF%84%CE%B9%CE%B1%CF%84%CF%81%CE%B9%CE%BA%CE%AE

http://el.wikipedia.org/wiki/%CE%95%CE%BA%CF%80%CE%B1%CE%AF%CE%B4%CE%B5%CF%85%CF%83%CE%B7

http://el.wikipedia.org/w/index.php?title=%CE%A0%CE%BB%CE%B7%CF%81%CE%BF%CF%86%CE%BF%CF%81%CE%B9%CE%B1%CE%BA%CE%AC_%CE%A3%CF%85%CF%83%CF%84%CE%AE%CE%BC%CE%B1%CF%84%CE%B1&action=edit&redlink=1

http://el.wikipedia.org/w/index.php?title=%CE%A0%CE%BB%CE%B7%CF%81%CE%BF%CF%86%CE%BF%CF%81%CE%B9%CE%B1%CE%BA%CE%AC_%CE%A3%CF%85%CF%83%CF%84%CE%AE%CE%BC%CE%B1%CF%84%CE%B1&action=edit&redlink=1

http://el.wikipedia.org/wiki/%CE%A0%CE%BB%CE%B1%CF%83%CF%84%CE%B9%CE%BA%CF%8C

http://el.wikipedia.org/wiki/%CE%8C%CF%80%CE%BB%CE%BF


6.4 Μοντέλα Εκτυπωτών

Ο Rep Rap είναι ένα μοντέλο εκτυπωτή 3D που χρησιμοποιεί ΕΛΛΑΚ, φροντίζοντας να πληρεί τις προδιαγραφές που έχουν τεθεί από το GNU (General Public License). Μπορεί να αντιγράψει κάποιο μέρος του εαυτού του μιας και αποτελείται από πλαστικά μέρη τα οποία μπορεί και να εκτυπώσει. Υπάρχει επίσης έρευνα σε εξέλιξη ώστε μελλοντικά να υπάρξει η δυνατότητα για εκτύπωση πινάκων κυκλωμάτων καθώς επίσης και μεταλλικών μερών.

Ο Maker Bot είναι επίσης ένα μοντέλο 3D εκτυπωτή ΕΛΛΑΚ που κατασκευάζεται από την Maker BotIndustries.

6.5 Ο εκτυπωτής που χρησιμοποιήσαμε

Ο εκτυπωτής που χρησιμοποιήσαμε για την εκτύπωση του μοντέλου μας είναι ο ( 3D printer sintering ).Ο 3D Printer παίρνει εικονικά σχέδια με τη βοήθεια υπολογιστή από αρχεία σχεδιασμού(CAD) ή animation λογισμικό μοντελοποίησης και "φέτες" σε ψηφιακές διατομές για το μηχάνημα σε διαδοχική κατευθυντήρια γραμμή για την εκτύπωση. Ανάλογα με το μηχάνημα, ένα συνδετικό υλικό αποτίθεται στο κρεβάτι ή την πλατφόρμα κατασκευής μέχρι να γίνει πλήρης η συνδετική στρωματοποίησης και το τελικό 3D μοντέλο να "τυπωθεί".

Ένα αρχείο STL προσεγγίζει το σχήμα ενός μέρους ή τη συναρμολόγηση με τριγωνικές πλευρές. Μικρότερες έδρες παράγουν υψηλότερη ποιότητα των επιφανειακών. Το PLY είναι ένα scanner που παράγεται η μορφή αρχείου εισόδου και VRML (ή WRL) είναι αρχεία που χρησιμοποιούνται συχνά ως πρώτη ύλη για 3D τεχνολογίες εκτύπωσης που είναι σε θέση να εκτυπώσετε σε πλήρες χρώμα.



182

http://el.wikipedia.org/wiki/%CE%95%CE%9B%CE%9B%CE%91%CE%9A

http://el.wikipedia.org/wiki/%CE%9A%CF%8D%CE%BA%CE%BB%CF%89%CE%BC%CE%B1

http://el.wikipedia.org/wiki/%CE%9C%CE%AD%CF%84%CE%B1%CE%BB%CE%BB%CE%BF

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3D3d%2Bprinter%2Bsintering%26newwindow%3D1&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Computer_aided_design&usg=ALkJrhjajvZTN2w1pqn7GCmzhHtVNsrfpA

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3D3d%2Bprinter%2Bsintering%26newwindow%3D1&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Computer_aided_design&usg=ALkJrhjajvZTN2w1pqn7GCmzhHtVNsrfpA

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3D3d%2Bprinter%2Bsintering%26newwindow%3D1&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/3D_animation&usg=ALkJrhh4D-8H0ao8dhrphq_XeMz7D8vj4Q

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3D3d%2Bprinter%2Bsintering%26newwindow%3D1&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/3D_modeling_software&usg=ALkJrhgFZsJbRefMyZCtFrkZupVMbBFbPQ

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3D3d%2Bprinter%2Bsintering%26newwindow%3D1&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/3D_modeling_software&usg=ALkJrhgFZsJbRefMyZCtFrkZupVMbBFbPQ

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3D3d%2Bprinter%2Bsintering%26newwindow%3D1&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/PLY_(file_format)&usg=ALkJrhi3C_KF87YJVGnCzEhJKngJkBixkw

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3D3d%2Bprinter%2Bsintering%26newwindow%3D1&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Vrml&usg=ALkJrhj_d_tf44vQAXaQ_1_Gu_r2gn3Alw


6.5.1 Εκτύπωση

Σχήμα-6.2- Boeing 767 εκτυπωμένο σε 3D printer sintering (το μοντέλο της μελέτης μας)

Για να εκτελεστεί μια εκτύπωση, το μηχάνημα διαβάζει το σχεδιασμό από ένα αρχείο Stl και καθορίζει διαδοχικά στρώματα υγρό, σκόνη, χαρτί ή φύλλο υλικού για την κατασκευή του μοντέλου από μια σειρά διατομών. Αυτά τα στρώματα, τα οποία αντιστοιχούν στις εικονικές διατομές από το μοντέλο CAD, ενώνοντάς τα για να δημιουργήσει το τελικό σχήμα. Το κύριο πλεονέκτημα αυτής της τεχνικής είναι η ικανότητά της να δημιουργεί σχεδόν οποιοδήποτε σχήμα ή γεωμετρικό χαρακτηριστικό.

Το ψήφισμα του εκτυπωτή περιγράφει πάχος και XY (κουκίδες ανά ίντσα), ή μικρόμετρα. Το τυπικό πάχος του στρώματος είναι περίπου 100 μικρόμετρα (μm), αν και ορισμένα μηχανήματα, όπως η Objet Connex και Project 3 Systems σειρές μπορούνε να εκτυπώσουν στρώματα τόσο λεπτά όσο 16 μm. Η XY ανάλυση είναι συγκρίσιμη με εκείνη των εκτυπωτών λέιζερ. Τα σωματίδια (3D κουκκίδες) είναι περίπου 50 έως 100 μm σε διάμετρο.

Η Κατασκευή ενός μοντέλου με σύγχρονες μεθόδους μπορεί να



183

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3D3d%2Bprinter%2Bsintering%26newwindow%3D1&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Micrometers&usg=ALkJrhj7ZKjXGFTrXtMSsBbOPbTfV0z4gQ


διαρκέσει από μερικές ώρες έως αρκετές ημέρες, ανάλογα με τη χρησιμοποιούμενη μέθοδο, το μέγεθος και την πολυπλοκότητα του μοντέλου. Προσθετικά συστήματα μπορούν να μειώσουν τη διαδικασία σε λίγες ώρες, αν και αυτό ποικίλλει ευρέως ανάλογα με τον τύπο του μηχανήματος που χρησιμοποιείται, το μέγεθος και τον αριθμό των μοντέλων που παράγονται ταυτόχρονα.

Παραδοσιακές τεχνικές όπως χύτευση με έγχυση μπορεί να είναι λιγότερο δαπανηρές για την κατασκευή πολυμερών προϊόντων σε μεγάλες ποσότητες, αλλά πρόσθετης παραγωγής μπορεί να είναι ταχύτερη, πιο ευέλικτη και λιγότερο δαπανηρή όταν παράγουν σχετικά μικρές ποσότητες των τμημάτων. Οι 3D εκτυπωτές δίνουν τη δυνατότητα στους σχεδιαστές να παράγουν ανταλλακτικά και μοντέλα ακόμα και για το δικό τους πλαίσιο .

Tο τελευταίο βήμα της μελέτης μας είναι να τοποθετήσουμε το μοντέλο που κατασκευάσαμε πάνω σε μια αεροσήραγγα όπου εκεί πάνω θα μελετήσουμε όλη την αεροδυναμική του μοντέλου μας καθώς και οτιδήποτε άλλο πρόβλημα προκύψει στην πορεία της μελέτης.

6.5.2 το υλικό του μοντέλου και οι ιδιότητες του

Πολυπροπυλένιο: ανθεκτικό και ισχυρό, Αδιαφανής φωτοπολυμερή παρέχει άριστη οπτική λεπτομέρεια και είναι διαθέσιμο σε μια ποικιλία χρωμάτων - γκρι, μαύρο, λευκό και μπλε. Μπορείτε να εκτυπώσετε ακριβή 3D ρεαλιστικά πρωτότυπα .

Εμείς χρησιμοποιήσαμε το Άκαμπτο Αδιαφανές λευκό υλικό ( Vero White Plus RGD835), το οποίο έχει ιδιότητες περιλαμβάνουν Izod με εγκοπές επιπτώσεις των 44 J / m, επιμήκυνση κατά τη θραύση 44 % και κάμψεως 1026 ΜΡα.



184

http://translate.googleusercontent.com/translate_c?depth=1&hl=el&prev=/search%3Fq%3D3d%2Bprinter%2Bsintering%26newwindow%3D1&rurl=translate.google.gr&sl=en&u=http://en.wikipedia.org/wiki/Injection_molding&usg=ALkJrhilJd0tgAUk2U2UEh3VSOycMbHJ_A

ΚΕΦΑΛΑΙΟ 7 ΥΠΟΗΧΗΤΙΚΗ ΑΕΡΟΔΥΝΑΜΙΚΗ ΣΥΡΑΓΓΑ (AF100)

Υποηχητική αεροδυναμική σήραγγα (AF100)

7.1 Γενικά

Σχήμα-7.1 -Υποηχητική αεροδυναμική σήραγγα Tec Quipment (AF100)



185


Tο μοντέλο AF100 είναι υποηχητική αεροδυναμική σήραγγα. Είναι μια συμπαγής και πρακτική αεροδυναμική σήραγγα ανοιχτού κυκλώματος στην οποία μπορούμε να μελετήσουμε χαμηλής ταχύτητας αεροδυναμικά φαινόμενα.

Σε μελέτες της αεροδυναμικής, λίγοι μηχανικοί έχουν πρόσβαση σε πλήρη κλίμακα αεροδυναμικής σήραγγας ή πραγματικά εναέρια εργαστήρια. Οι περισσότεροι βασίζονται σε αυτό που είναι ίσως το πιο κοινό εργαλείο για την αεροδυναμική μελέτη, το εργαστήριο με βάση την αεροδυναμική σήραγγα. Το εργαλείο αυτό εξοικονομεί χρόνο και χρήμα. Δίνει πολύ ακριβή αποτελέσματα, εφ 'όσον η κλίμακα, το αποτέλεσμα και οι μειωμένοι αριθμοί Reynolds λαμβάνονται υπόψη. Επίσης, είναι κατάλληλη για προπτυχιακές σπουδές και ερευνητικά προγράμματα.

Η αεροσήραγγα κλειστού τμήματος εργασίας, είναι ανοικτού τύπου αναρρόφηση επιστροφής. Ο Αέρας εισέρχεται στη σήραγγα μέσω ενός σχεδιασμένου αεροδυναμικά (effuser) κώνου που επιταχύνει τον αέρα γραμμικά. Εισέρχεται στη συνέχεια στο εργαζόμενο τμήμα , και περνά μέσα από μια σχάρα πριν διακινηθεί μέσω ενός διαχυτή και στη συνέχεια μεταβάλλεται η ταχύτητα από ένα αξονικό ανεμιστήρα. Η σχάρα προστατεύει τον ανεμιστήρα από ζημίες που μπορούν να προκαλέσουν από χαλαρά αντικείμενα. Ο αέρας μετά τον ανεμιστήρα, περνά μέσα από ένα σιγαστήρα και στη συνέχεια αφήνεται πίσω στην ατμόσφαιρα.



186


Σχήμα-7.2 (Effuser) κώνος είσοδος του αέρα στην αεροσήραγγα.

Μια ξεχωριστή μονάδα ελέγχου με όργανα ελέγχει την ταχύτητα του

αξονικού ανεμιστήρα (και την ταχύτητα του αέρα στη λειτουργική ενότητα). Η μονάδα ελέγχου και οργάνων, επίσης, περιλαμβάνει μανόμετρα και πρίζες για την προμήθεια ηλεκτρικής ενέργειας σε άλλα προαιρετικά μέσα.

Ένας Pitot-static σωλήνας και ένας σωλήνα Pitot διέρχονται από το τμήμα εργασίας, μετακινούνται πάνω και κάτω για μετρήσεις σε οποιοδήποτε μοντέλο. Συνδέονται με τα μανόμετρα των οργάνων (ή άλλα προαιρετικά μέσα) για να δείξουν την πίεση.

Ένα μεταλλικό πλαίσιο υποστηρίζει την αεροδυναμική σήραγγα. Προαιρετική Ηλεκτρονικοί αισθητήρες για την αεροδυναμική σήραγγα που μπορούν να συνδεθούν με το Versatile Tec Quipment του Data Acquisition System (VDAs ®,). Το VDAs επιτρέπει την ακριβή σε πραγματικό χρόνο συλλογή δεδομένων, παρακολούθηση, απεικόνιση, τον υπολογισμό και την εκτίμηση όλων των σχετικών παραμέτρων για τον κατάλληλο υπολογισμό.



187


7.2 Τμήμα εργασίας

Το τμήμα εργασίας της σήραγγας είναι ένα τετράγωνο τμήμα με σαφής διαστάσεις. Έχει πλάτος 305mm, ύψος 305mm και μήκος 600 mm. Με ακριλική οροφή και δάπεδο. Οι πλάγιες πλευρές είναι αφαιρούμενες. Κάθε πλαϊνό έχει μια ειδική θέση για την υποστήριξη των προαιρετικών πρότυπων της αεροσήραγγας. Επίσης, είναι εξοπλισμένο με ένα μοιρογνωμόνιο στη μια πλευρά για τη στήριξη του μοντέλου και για ακρίβεια στην ρύθμιση της γωνίας για την τοποθετήση οποιαδήποτε μοντέλου. Στην κορυφή του εργαζόμενου τμήματος έχει οπές για τις δύο συσκευές και τα δύο pitot ενδιάμεσων λήψεων, για τη μέτρηση της στατικής πίεσης πάνω και κάτω του εργαζομένου τμήματος.

Σχήμα-7.3- Τμήμα εργασίας



188


7.3 Έλεγχοι και Όργανα

7.3.1 ) Συνδεδεμένα όργανα και βοηθητικά Μοντέλα

ΗAF(100) έχει πολλά βοηθητικά υλικά για την αεροδυναμική σήραγγα. Αυτά περιλαμβάνονται σαν προαιρετικά πρότυπα. Επιπλέον πρέπει να λειτουργούν μέσω του VDAs για την απόκτηση δεδομένων. Ηλεκτρονικά βοηθήματα για αυτόματες μετρήσεις : • Ευέλικτο σύστημα απόκτησης δεδομένων (VDAs-F). • Μανόμετρο (AFA1). • Βασικό ισορροπίας άνωσης και οπισθέλκουσας (AFA2). • Αυτόματος μετρητής ( άνωσης , οπισθέλκουσας , ροπής )(AFA3). • Γωνία ανατροφοδότησης μονάδας (AFA4). • Μετατροπέα διαφορικής πίεσης (AFA5). • Μονάδα ένδειξης πίεσης (AFA6). • Πιτοστατική τραβέρσα (300 mm) (AFA7). • Γεννήτρια καπνού (AFA10).

Η εταιρία κατασκευάζει και προμηθεύει ένα προαιρετικό φάσμα των μέσων και των μοντέλων για να ταιριάζει στο τμήμα εργασίας της AF100 ,παρακάτω αναφέρουμε περιληπτικά όλα τα βοηθήματα .

VDAS- Αυτό είναι ένα ευέλικτο σύστημα για τα δεδομένα χρήσης με διάφορα βοηθητικά προϊόντα. Χωρίζεται σε δύο μέρη:

1.Οι VDAs- FHardware- Το μέσω αυτό συλλέγει δεδομένα από τα προαιρετικά μέσα για τη μεταφορά σε υπολογιστή.

2. The VDAS ®Software-Αυτό πρέπει να εγκατασταθεί σε κατάλληλο υπολογιστή για την επεξεργασία, σύνδεση και να εμφανίσει τις πληροφορίες από το υλικό VDAs ®



189


Σχήμα-7.4- Αυτόματο πρόγραμμα μετρήσεων.

AFA1 Multi-σωλήνα Μανόμετρο-A 36 σωλήνας- μανόμετρο σε κλίση με μέγιστη βαθμολογία των 600 mm της στήλης ύδατος.

AFA2 Βασική ισορροπία- Είναι μια βασική ισορροπία με ένα απλό κύτταρο. Μπορεί να τοποθετηθεί στο εργασιακό τμήμα και να μετρά τη δύναμη αντίστασης του ανελκυστήρα. Μπορεί επίσης να τοποθετηθεί κάτω από το εργασιακό τμήμα για να μετρήσει τις δυνάμεις αντίστασης σε μοντέλα, όπως τα αυτοκίνητα η παρόμοια μοντέλα.. Η μονάδα απεικόνισης μπορεί επίσης να συνδεθεί σε VDAs.

AFA3 Υπόλοιπο Component- Το μέσο αυτό έχει σχεδιαστεί ειδικά για χρήση με σήραγγες AF100 AF200. Η βάση ισορροπίας τοποθετείται στην πλευρά του τμήματος εργασίας, συγκρατεί τα μοντέλα και έχει πάχος 12 mm. Το μοντέλο συγκρατείται στο εσωτερικό του τμήματος εργασίας. Το υπόλοιπο συνδέεται με μία ξεχωριστή μονάδα απεικόνισης και μετρά τις δυνάμεις που εφαρμόζονται στο μοντέλο κατά τη διάρκεια πειραμάτων. Η μονάδα απεικόνισης μπορεί να συνδεθεί με το VDAs ®.



190


Σχήμα-7.5- AFA3 Μετρά αυτόματα άντωση, οπισθέλκουσα , ροπή. Πρέπει να μηδενίζετε για σωστά αποτελέσματα.

AFA4 Σχόλια Γωνία- Το μέσο αυτό χρησιμοποιείται με το AFA3 και μεταβάλει τη γωνία του μοντέλου στο VDAs ® και παίρνει αυτόματα μετρήσεις στον Η/Υ στο VDAs ®.

Σχήμα-7.6- μοιρογνωμόνιο μεταβολής γωνίας μοντέλου



191


AFA5 Μετατροπέας διαφορικής πίεσης- Μέτρα και εμφανίζει διαφορετικές πιέσεις από τα μοντέλα, μέσω των πιτοστατικών σωλήνων. Από άλλες συσκευές, είναι ταχύτερος, ευκολότερος και τέλος είναι πιο ευέλικτος από τη χρήση υγρών μανόμετρων. Μια Ενσωματωμένη οθόνη LCD επιτρέπει την άμεση μέτρηση της πίεσης. Μέτρα διαφορική η ατμόσφαιρα πίεση και είναι πλήρως συμβατό με το ευέλικτο σύστημα απόκτησης δεδομένων Tec Quipment του (VDAs®) για να καταστεί δυνατή η ακριβής σε πραγματικό χρόνο συλλογή δεδομένων, και η παρακολούθηση και η απεικόνιση από τον ηλεκτρονικό υπολογιστή. Κατά την χρήση του AFA5 πρέπει πρώτα να μηδενίσουμε , και στην οθόνη πρέπει να μας δείχνει 0. Η διαδικασία μηδενισμού φαίνετε στην φωτογραφία από κάτω .

Σχήμα-7.7- Πατώντας το κουμπί μηδενίζει η οθόνη

AFA6 Σύστημα ένδειξη πίεσης- Το μέσο αυτό επιτρέπει την ταυτόχρονη μέτρηση των πιέσεων 32 . Οι ενδείξεις μπορεί να εμφανίζονται σε ομάδες των 4 ανά πάσα στιγμή με τη βοήθεια της οθόνη. Η AFA6 μπορεί να συνδεθεί με το VDAs ® για να εμφανιστούν όλες οι ενδείξεις σε πραγματικό χρόνο και τα αποτελέσματα καταγραφής.

AFA7 Pitot Traverse Μηχανισμός - Ενιαίος άξονας 300 mm πιτοστατικό με μηχανισμό τραβέρσα και ψηφιακή ένδειξη μετατόπισης. Συνδέεται στο VDAs ® για απεικόνιση της θέσης του Pitot-static.



192


AFA10 Γεννήτρια καπνού- Με την γεννήτρια καπνού μπορούμε να δούμε σε όλα τα σημεία του μοντέλου την ροή του αέρα λόγο του γκρίζου καπνού που πετά .Λειτούργει με λεπτό λάδι (εξού και ο έντονος γκρι καπνός) .Το λάδι εισέχετε μέσο μιας αντλίας και γίνετε καπνός στο ακροφύσιο μέσο μια αντίστασης που το θερμαίνει. .

Σχήμα-7.8- Η γεννήτρια καπνού



193


Παρακάτω αναφέρονται τα βοηθητικά μοντέλα της Tec Quipment-AF(100): • Υποηχητικό αεροδυναμική σήραγγα (AF100). • Κύλινδροι Μοντέλο (AF101). • NACA 0012 αεροτομής με Υποδοχές (AF102). • NACA 2412 αεροτομής με καπάκι (AF103). • Σετ 2 NACA Αεροτομές 0012 (AF104). • Flat Μοντέλο Drag Plate (AF105). • Μοντέλο Οριακό Στρώμα (AF106). • Μοντέλο αεροσκάφους-Low Wing (AF107). • Μοντέλο αεροσκάφους-High Wing (AF108) • Τρισδιάστατων μοντέλων Drag (AF109).

Σχήμα-7.9- Βοηθητικά μοντέλαAF109



194


7.3.2) Έλεγχοι και πίνακας οργάνων

Σχήμα 7.10- Πινάκας οργάνων

Ο έλεγχος και ο πίνακας οργάνων της αεροσήραγγας AF100 περιλαμβάνουν μια θέση για την τοποθέτηση έως δύο αισθητηρίων διαφορικής πίεσης. Είναι ελεγχόμενη από ένα μικροεπεξεργαστή και περιέχει ένα βαθμονομημένο μορφοτροπέα πίεσης. Η μονάδα έχει οθόνη που επιτρέπει στο χρήστη να διαβάζει άμεσα την πίεση. Προαιρετικό Ευέλικτο σύστημα απόκτησης δεδομένων του Tec Quipment.

Το πλαίσιο ελέγχου και των οργάνων περιέχει:

• Κύριο ηλεκτρικό απομονωτή για τη συσκευή. • Έλεγχο κινητήρα. • Διακόπτη προστασίας του κυκλώματος για τον κινητήρα. • Δύο ρευματοδότες για πρόσθετο εξοπλισμό (στο πίσω μέρος της

μονάδας). • Ένα πλαίσιο στήριξης για πρόσθετο εξοπλισμό / εργαλεία.

Το πλαίσιο ελέγχου θα πρέπει να είναι κοντά στην αεροσήραγγα, επειδή τα καλώδια τροφοδοσίας και οι μανομετρικοί σωλήνες συνδέονται μεταξύ τους.



195


Το κύριο τμήμα - Αυτή η ενότητα έχει όλο τον έλεγχο για τη μεταβλητή ταχύτητα του κινητήρα (ανεμιστήρα). Ανάβει όταν η μονάδα (μοτέρ) είναι έτοιμη. Στην πλευρά του κύριου τμήματος είναι η υποδοχή για τη σύνδεση με τον ανεμιστήρα της αεροσήραγγας.

Σχήμα 7.11- υποδοχή για τη σύνδεση με τον ανεμιστήρα της αεροσήραγγας.

Μοιρογνωμόνιο- Η συσκευή παρέχεται με ένα μοιρογνωμόνιο το οποίο προσαρμόζει το μοντέλο στο τμήμα εργασίας. Η συσκευή αυτή χρησιμοποιείται για τη ρύθμιση της γωνίας των μοντέλων.

Σχήμα-7.12- Η ζυγαριά και ο χώρος που είναι το μοιρογνωμόνιο.



196


7.4 Διαδικασία δοκιμής

7.4.1) Εκκίνηση

1. Η ενεργοποίηση του ηλεκτρικό απομονωτή γίνετε για τον έλεγχο και το Πλαίσιο οργάνων.

2. Η Ρύθμιση του έλεγχο της ταχύτητας γίνετε με την ελάχιστη θέση (πλήρως αριστερόστροφα).

3. Η ενεργοποίηση γίνετε πατώντας το πράσινο κουμπί START. 4. Σιγά-σιγά γυρνώντας το χειριστήριο ταχύτητας δεξιόστροφα

μέχρι η σήραγγα να λειτουργεί με την ταχύτητα που απαιτείται για το πείραμα.

Διακοπή λειτουργίας

1 Στρίβοντας αργά το χειριστήριο ταχύτητας πλήρως αριστερόστροφα.

2) Η απενεργοποίηση γίνετε με το Πάτημα του κόκκινου κουμπιού STOP

Σχήμα 7.13-Αριστερά είναι ο γενικός διακόπτης και δεξιά είναι ο διακόπτης start-stop και το ποτενσιόμετρο της

ταχύτητας που αυξομειώνει στροφές.



197


Διακοπή έκτακτης ανάγκης

I. Πιέζοντας το κόκκινο κουμπί STOP II. Στρίβοντας το χειριστήριο ταχύτητας πλήρως αριστερόστροφα.

Ράμπα

Η μονάδα μοτέρ περιλαμβάνει μια ράμπα που αρχίζει να αυξάνει σταδιακά την ταχύτητα του κινητήρα. Αυτό σημαίνει ότι ο κινητήρας μπορεί να σταματήσει και να ξαναρχίσει με την ίδια ταχύτητα, αν είναι απαραίτητο, χωρίς να καταστραφεί το μοτέρ. Αυτό βοηθά όταν επαναλαμβάνεται ένα πείραμα διότι δε χρειάζεται να υπολογίζετε εκ νέου την ταχύτητα της αεροσήραγγας, με την προϋπόθεση ότι κανείς δεν έχει αλλάξει θέση στο χειριστήριο της ταχύτητας, ενώ η μηχανή είναι απενεργοποιημένη. Για να χρησιμοποιήσετε αυτή τη δυνατότητα, απλά απενεργοποιήστε τον κινητήρα του με το πλήκτρο STOP - μην αγγίζετε το χειριστήριο ταχύτητας. Επανεκκινήστε τον κινητήρα ως συνήθως αλλά μην αγγίζετε τον έλεγχο της ταχύτητας. Ο κινητήρας θα αυξάνει στροφές αργά μέχρι την τελευταία ταχύτητα που τέθηκε σε λειτουργία.



198


Σχήμα 7.14-Το μοτέρ της αεροσήραγγας

Η ταχύτητα στο σημείο μέτρησης

Ο σωλήνα pitot - stattic αγγίζει το μέτρο της πίεσης στασιμότητας και η στατική πίεση στο τοίχωμα. Αναφερόμενοι στην εξίσωση Bernoulli, η διαφορά μεταξύ της στασιμότητας και της στατικής πίεσης μας δίνει τη δυναμική πίεση από την οποία μπορεί να βρεθεί η ταχύτητα. Η δυναμική πίεση δίνεται άμεσα στο AF100 εάν η πίεση στασιμότητας και η στατική πίεση είναι συνδεδεμένα με κάθε σκέλος του ενός από τα μανόμετρα, παρέχονται για τον έλεγχο και Frame Instrumentation .

Η ταχύτητα στο σημείο της μέτρησης δίνεται από:

V=αρ

81,9**2 1∆Ρ και aRT

100*ααρ Ρ

=



199


Όπου:

P1= Δυναμική πίεση

V = Velocity (m.s-1)

na = Τοπική πυκνότητα του αέρα (kg/m3)

Ta = Θερμοκρασίας του ατμοσφαιρικού αέρα (K)

Pa = Ατμοσφαιρική πίεση (millibar)

R= Σταθερά των αερίων = 287m



200


7.4.2)Διαδικασία

Η ταχύτητα αναφοράς:

i. Βεβαιωθείτε ότι ο σωλήνας Pitot τοποθετημένος στην εμπρόσθια θέση (πλησιέστερα στην είσοδο). Ελέγξτε ότι ο μηχανισμός επιτρέπει τον ανιχνευτής να διασχίσει ολόκληρο το τμήμα. (Η ακτίνα κάμψης θα τους αποτρέψει από το να ξεπλύνετε προς τα πάνω). Αν όχι, ξεβιδώστε τη βίδα που συγκρατεί το σωλήνα pitot στο δείκτη και ρυθμίστε το.

ii. Συνδέστε το σωλήνα pitot με το μανόμετρο P. Συνδέστε το τοίχωμα στο αριστερό σκέλος και το pitot στο δεξιό άκρο.

iii. Μηδενίστε τα μανόμετρα και μετρήστε τη θερμοκρασία του περιβάλλοντος και τη βαρομετρική πίεση. Τοποθετήστε το σωλήνα pitot στο κέντρο της σήραγγας (152.5 mm από τον πυθμένα).

iv. Ξεκινήστε τον ανεμιστήρα σε πλήρη ταχύτητα. Ρίξτε μια ανάγνωση από το μανόμετρο. Μειώστε την ταχύτητα του ανεμιστήρα για να λάβετε μια άλλη ανάγνωση στο μανόμετρο. Συνεχίστε να παίρνετε μετρήσεις από το μανόμετρο για ένα ευρύ φάσμα των ταχυτήτων του ανεμιστήρα.

v. Η γραφική παράσταση της ανάγνωσης είναι σε σχέση με την ταχύτητα αναφοράς του μανόμετρο.

Η γραφική παράσταση της ταχύτητος παράγεται αναφορικά έναντι της ένδειξης του μανόμετρου και της πίεσης κατά τη στιγμή της μέτρησης, δεδομένου ότι οι συνθήκες του περιβάλλοντος μπορεί να διαφέρουν. Για να παραχθεί ένα πιο περιεκτικό γράφημα που μπορεί να χρησιμοποιηθεί ανά πάσα στιγμή, οι τιμές πρέπει να διορθωθούν σύμφωνα με τις συνθήκες περιβάλλοντος.



201


Η ομοιομορφία της ταχύτητας:

1) Ρυθμίστε το σωλήνα pitot και τα μέσα που κινούνε τον ανεμιστήρα για να δώσει μια ταχύτητα περίπου 35 m/s (χρησιμοποιήστε τον πίνακα από την προηγούμενη διαδικασία). 2) Τοποθετήστε το pitot στο δάπεδο της σήραγγας. Πάρτε μια ανάγνωση της δυναμικής πίεσης και της θέση του pitot από την κλίμακα. Μετακινήστε τον pitot μακριά από το τοίχωμα κατά περίπου 1 mm και επαναλάβετε την ανάγνωση της δυναμικής πίεσης. Συνεχίστε να λαμβάνετε αναγνώσεις της δυναμικής πίεσης σε κάθε χιλιοστό έως 30mm και στη συνέχεια σταδιακά κάθε 10 χιλιοστά μέχρι την κεντρική γραμμή του τμήματος εργασίας και από εκεί και πάνω αντίστοιχα μέχρι το πάνω τοίχωμα.

3)Χαράξτε την καμπύλη του ύψους στο εργαζόμενο τμήμα έναντι της ταχύτητα (θυμηθείτε να αφαιρέσετε την ακτίνα του σωλήνα pitot για μια πραγματική θέση σε σχέση με το δάπεδο της σήραγγας). Το γράφημα θα πρέπει να εμφανίζει μειωμένη ταχύτητα κοντά στο δάπεδο της σήραγγας ,όπου αυτό οφείλεται στο οριακό στρώμα, με αισθητά σταθερή ταχύτητα πάνω από το υπόλοιπο του τμήματος εργασίας.



202

ΚΕΦΑΛΑΙΟ 8 ΥΛΟΠΟΙΗΣΗ ΤΗΣ ΠΕΙΡΑΜΑΤΙΚΗΣ ΔΙΑΔΙΚΑΣΙΑΣ

Υλοποίηση της πειραματικής διαδικασίας

8.1 Γενικά

Αφότου μάθαμε να λειτουργούμε τη συσκευή και είχαμε κάνει πολλές δόκιμες και πειράματα πάνω στην αεροσήραγγα, μετά την κατασκευή του αεροπλάνου στον 3D εκτυπωτή, πρέπει να εγκατασταθεί στην αεροσήραγγα για να πάρουμε τις μετρήσεις. Αυτό γίνεται με την κατασκευή μιας μεταλλικής βάσης που από το ένα άκρο θα τοποθετηθεί στην ζυγαριά της αεροσήραγγας και από την άλλη μεριά θα κρατάει το μοντέλο μας.

Κατασκευάσαμε δυο βάσεις. Μια για να πάρουμε μετρήσεις μόνο στην βάση χωρίς το αεροπλάνο έτσι ώστε να αφαιρέσουμε τις απώλειες και μια για να τοποθετήσουμε το μοντέλο που κατασκευάστηκε στον 3D εκτυπωτή.



203


8.2 Διαδικασία κατασκευής των βάσεων του αεροπλάνου.

Οι δύο βάσεις που κατασκευάσαμε ήταν ίδιες για το μοντέλο που κατασκευάστηκε από τον 3D εκτυπωτή . Αυτές οι βάσεις έγιναν με διαφορετικό τρόπο. Πήραμε ένα έτοιμο κομμάτι κυκλικής διατομής φ 12mm και μήκους 26 mm και ένα δεύτερο κομμάτι κυκλικής διατομής φ 06mm και μήκους 21 mm .Τα δυο κομμάτια τα "συγκολλήσαμε" μεταξύ τους σε ευθεία γραμμή με ηλεκτροκολλητή. Τα δεύτερο τμήμα θέλαμε να το κάνουμε σε σχήμα Π για να καταφέρουμε να πιάσουμε το μοντέλο στο κάτω μέρος της ατράκτου και ταυτοχρόνως να μπορεί να είναι στο κέντρο της αεροσήραγγας . Οπότε για να το επιτύχουμε αυτό, το δεύτερο κομμάτι σε απόσταση 35mm το στραβώσαμε 90o μοίρες προς τα κάτω. Έπειτα σε απόσταση 30mm το στραβώσαμε 90o μοίρες προς στην κατεύθυνση του αλλού κομματιού και για 115mm συνέχισε να είναι παράλληλο με το πρώτο κομμάτι. Στη συνέχεια το στραβώσαμε προς τα πάνω σε γωνία 90o μοιρών έτσι ώστε να έρθει κάθετα στο μοντέλο μας και να σχηματίσει ένα Π από την κάτω μεριά .Τέλος ανοίξαμε μια οπή φ 6mm και βάθος 20mm στην άτρακτο του αεροπλάνου στο σημείο που είχε το κέντρο βάρος του. Έτσι η βάση μπήκε στην άτρακτο του αεροπλάνου και έσφιξε με μια ειδική κόλα που βάλαμε . Η βάση σε σχέση με το μοντέλο έχει γωνία 90Ο μοίρες έτσι ώστε να είναι σε ευθεία γραμμή με το κέντρο της αεροσήραγγας .Με τον ίδιο τρόπο κατασκευάσαμε και τη δεύτερη βάση ακριβώς ίδια με την πρώτη.

Σχήμα 8.1-Η διαδικασία κατασκευής της βάσης



204


8.3 Ευθυγράμμιση του μοντέλου στην αεροσήραγγα

Το πρώτο πράγμα που χρειάστηκε να κάνουμε ήταν να ευθυγραμμίσουμε την αεροσήραγγα. Για να το πετύχουμε αυτό χρειαστήκαμε δυο γρύλους για να σηκώσουμε από την μια μεριά την αεροσήραγγα, έτσι ώστε να έρθει ακριβώς στην ευθεία . Χρησιμοποιήσαμε επίσης τρία αλφάδια για να μπορούμε να βρούμε ποιο εύκολα την ευθεία της αεροσήραγγας .

`

Σχήμα 8.2- ευθυγράμμιση της αεροσύραγγας

Αφού ευθυγραμμίσουμε την αεροσήραγγα , τοποθετήσαμε το μοντέλο με τη βάση στην ζυγαριά της αεροσήραγγας . Επαληθεύσαμε ότι τα δυο άκρα των φτερών του μοντέλου είναι στο ίδιο ύψος στην αεροσήραγγα και ότι το μοντέλο έχει την ίδια ευθεία με το κέντρο του έλικα της αεροσήραγγας . Τώρα έπρεπε να ευθυγραμμίσουμε όλο το μοντέλο πάνω στην ήδη ευθυγράμμιση αεροσήραγγα .



205


Για να ευθυγραμμίσουμε το μοντέλο μας καλύτερα πήραμε έναν τοπογραφικό τρίποδα. Ο τρίποδας ο οποίος αποτελείται από τρία ρυθμιζόμενα πόδια, χρειαζόταν ρύθμισμα πρώτα για να ευθυγραμμιστεί.

Σχήμα 8.3-Η διόπτρα του τοπογραφικού τρίποδα

Ο τρίποδας αποτελείται από δικό του αλφάδι και είναι ακόμα πιο εύκολο να ευθυγραμμιστεί . Μετά την Ευθυγράμμιση του τρίποδα και με τη βοήθεια της διόπτρας που περιέχει , η οποία είναι ειδική στο να Ευθυγραμμίζει πράματα σύμφωνα με τον τρίποδα μέσω τον γραμμών που περιέχει όταν κοιτάς από μέσα της , καταφέραμε να ευθυγραμμίσουμε ε το μοντέλου του αεροσκάφους μας στην αεροσήραγγα και να είναι έτοιμο για να ξεκινήσουμε τη διαδικασία λειτουργίας της αεροσήραγγας , περνώντας αργότερα μετρήσεις.



206


Σχήμα 8.4-Τοπογραφικός τρίποδας

Στη συνεχεία βρήκαμε το κέντρο του τμήματος εργασίας και στον οριζόντιο και στον κάθετο άξονα , για να είναι πιο εύκολο να τοποθετήσουμε τα μοντέλα κεντραρισμένα ακριβώς .Αυτό το κάναμε για μεγαλύτερη ακρίβεια αλλά και για δική μας ευκολία .Για να τα τραβήξουμε ευθεία γραμμή στο τμήμα εργασίας χρειάστηκε να βάλουμε μια ταινία και να τραβήξουμε γραμμή πάνω στην ταινία ,μιας και δεν μπορούσαμε να γράψουμε κατευθείαν πάνω στην αεροσήραγγα, διότι ήταν δύσκολο να τη ζωγραφίσουμε και έπειτα έσβηνε με το παραμικρό μιας και τα τοιχώματα της αεροσήραγγας είναι κατασκευασμένα από γυαλί. Επίσης κλίσαμε και όλα τα σημεία που μπορούσαν να δημιουργήσουν στροβιλισμούς η να έχουμε απώλεια πίεσης και ταχύτητας .



207


Σχήμα 8.5- Η γραμμή του κέντρου στον κατακόρυφο άξονα

Σχήμα 8.6-Η γραμμή του κέντρου στον οριζόντιο άξονα



208


8.4 Κατασκευή βάσης σταθεροποίησης σωλήνα pitot

Λίγο πριν ξεκινήσουμε τη διαδικασία των μετρήσεων στην αεροσήραγγα ,καταλάβαμε ότι στον ένα από τους δυο σωλήνες pitot, συγκεκριμένα στον πίσω σωλήνα δεν υπήρχε βάση για να τον κρατάει σταθερό και έτσι όσο μεγαλύτερη ταχύτητα ανέβαζε η αεροσήραγγα τόσο περισσότερο κουνιόταν αριστερά δεξιά . Έτσι πήραμε την απόφαση να φτιάξουμε μια βάση για να κρατιέται σταθερός ο σωλήνας .

. Σχήμα 8.7 – Βάσης σταθεροποίησης σωλήνα pitot

Η διαδικασία ήταν απλή. Πήραμε έναν κύλινδρο κατασκευασμένο από " teflon " μήκους 150 mm , πήγαμε στο εργαστήριο της μηχανουργικής τεχνολογίας 2 και αφότου μετρήσαμε τις διαστάσεις που χρειαζόταν η βάση, ξεκινήσαμε τη διαδικασία της επεξεργασίας .Οι διαστάσεις της βάσης είχαν μήκος 40 mm, πλάτος 15 mm και ύψος 15 mm. Σε μήκος 10 mm ανοίξαμε αυλάκι πλάτους 8 mm και βάθος 6mm. Στη μέση της αύλακας ανοίξαμε δεύτερη αύλακα βαθύτερη κατά 3 mm και πλάτος 3 mm. Και τέλος σε απόσταση 12 mm από την άκρη της αύλακας ανοίξαμε οριζόντια οπή σε όλο το μήκος της βάσης για να μπει το σωληνάκι της βάσης του σωλήνα pitot . Στην παραπάνω εικόνα φαίνεται η βάση τοποθετημένη στο σωλήνα επάνω στην αεροσήραγγα .



209


Έπειτα διαβάζοντας το εγχειρίδιο χρήση της συσκευής είδαμε ότι στο σημείο που ενώνεται ο κώνος με το τμήμα εργασίας έχει ένα κενό όπου έπρεπε να γίνει λείο, έτσι ώστε να αποφεύγονται οι στροβιλισμοί στο τμήμα εργασίας . Τον χορό αυτόν τον καλύψαμε με αλουμινοταινία και αυτό γιατί όταν τοποθετείται γίνεται λεία. Έτσι αποφεύγουμε τους στροβιλισμούς του αέρα. Ακόμη δεν κολλάει καλά και δεν μπορεί να αφαιρεθεί όταν η συσκευή δουλεύει σε υψηλή ταχύτητα και τέλος είναι ανθεκτική στον καιρό σε αντίθεση με άλλες ταινίες .

. Σχήμα 8.8- Στα αριστερά του σχήματος φαίνετε η αλουμινοταινία που βάλαμε

Άφωτου βεβαιωθήκαμε ότι η αεροσήραγγα είναι έτοιμη για να πάρουμε μέτρησης , ξεκινήσαμε την διαδικασία των μετρήσεων, αρχικά σε κενή σήραγγα χωρίς κάποιο μοντέλο μέσα μόνο με τους σωλήνες pitot . Έπειτα βάλαμε τη σφαίρα διαμέτρου 50 mm καθώς και ένα σφαιρικό μοντέλο πανομοιότυπο με το μπαλάκι του golf. Επίσης πήραμε μετρήσεις στην αεροτομή NACA 0012 πλάτους 300 mm και μήκους 152 mm και τέλος πήραμε μετρήσεις στο μοντέλο του αεροπλάνου που κάναμε στον 3D Printer (Boeing 767).

Στον πινάκα έχουμε αφαιρέσει την ακτίνα του πιτοστατικού σωλήνα σε όλες μας της μετρήσεις ,έτσι ώστε να μας δίνει το ακριβές ύψος σε όλο το εύρος του τμήματος εργασίας .



210


8.5 Μετρήσεις

8.5.1 Κενή αεροσήραγγα

Ξεκινήσαμε αρχικά από την κενή αεροσήραγγα διότι θέλαμε να δούμε τη ροή της ταχύτητας και να δούμε σε ποια επίπεδα της αεροσήραγγας η ταχύτητα και η πίεση μένει σταθερή . Αυτό το κάναμε για να δούμε σε ποιο ύψος της να τοποθετήσουμε τον πιτοστατικό σωλήνα, έτσι ώστε να μπορεί να μας δείξει σωστές μετρήσεις ως προς την ταχύτητα και την πίεση .

Οι μετρήσεις που πήραμε ήταν σε τρείς διαφορετικές ταχύτητες 15 m/s, 25 m/s και 35 m/s σε όλο το εύρος της αεροσήραγγας καθώς και στα δυο σημεία τοποθέτησης pitot - static (στην είσοδο του τμήματος εργασίας μετά τον κόνο και στο τέλος του τμήματος εργασίας λίγο πριν την σήτα της συσκευής).

Στα δυο τοιχώματα καθώς και στο κέντρο του τμήματος εργασίας οι μετρήσεις ως καθ’ ύψος ήταν πιο πυκνές για μεγαλύτερη ακρίβεια .

Το συμπέρασμα που βγάλαμε από της μέτρησης μας είναι ότι από το ύψος 80 mm μέχρι και τα 220 mm η ταχύτητα και η πίεση μένουν σταθερές . Έτσι τοποθετήσαμε τον πιτοστατικό σωλήνα σε ύψος 200 mm από το δάπεδο της αεροσήραγγα για της μετρήσεις που πήραμε σε όλα τα υπόλοιπα μοντέλα. Στην παρακάτω φωτογραφία φαίνεται ο ψηφιακός μετρητής που μετρούσε το ύψος του πιτοστατικού σωλήνα και οι μετρήσεις μπαίνουν αυτόματα στο πρόγραμμα του Vdas.



211


. Σχήμα 8.9-Ψηφιακός μετρητής ύψους

Στον παρακάτω πίνακα βλέπουμε τις μετρήσεις που πήραμε καθώς και σε ποια ύψη μένει σταθερή η ταχύτητα και η πίεση .



212


Πίνακας 8.1

Μετρήσεις 15 (m.s-1) στην είσοδο του τμήματος εργασίας

AFA5 DP Cell 1

DTI Inputs Συνθήκες λειτουργίας

Πίεση Ύψος Ατμοσφαιρική θερμοκρασία

Ατμοσφαιρικό βαρομετρικό

Πυκνότητα αέρα

Ταχύτητα αέρα

(Pa) (mm) (°C) (mbar) (kg,m-3) (m,s-1) 96 0 18,2 1043 1,25 12,4

108 1,02 18,2 1043 1,25 13,16 103 2,12 18,2 1043 1,25 12,85 123 3,05 18,2 1043 1,25 14,04 115 4,03 18,2 1043 1,25 13,58 120 5,04 18,2 1043 1,25 13,87 131 6,06 18,2 1043 1,25 14,49 134 7,03 18,2 1043 1,25 14,65 132 8,07 18,2 1043 1,25 14,54 139 9,03 18,2 1043 1,25 14,93 132 10,03 18,2 1043 1,25 14,54 132 11,02 18,2 1043 1,25 14,54 141 12,17 18,2 1043 1,25 15,03 136 13,05 18,2 1043 1,25 14,76 135 14,09 18,2 1043 1,25 14,71 144 15,07 18,2 1043 1,25 15,19 144 16,11 18,2 1043 1,25 15,19 133 17,21 18,2 1043 1,25 14,6 145 18,17 18,2 1043 1,25 15,24 144 19,03 18,2 1043 1,25 15,19 143 20,19 18,2 1043 1,25 15,14 143 21,09 18,2 1043 1,25 15,14 143 22,17 18,2 1043 1,25 15,14 143 23,08 18,2 1043 1,25 15,14 142 24,03 18,2 1043 1,25 15,09



213

ΚΕΦΑΛΑΙΟ 8 ΥΛΟΠΟΙΗΣΗ ΤΗΣ ΠΕΙΡΑΜΑΤΙΚΗΣ ΔΙΑΔΙΚΑΣΙΑΣ Πίεση Ύψος Ατμοσφαιρικ

ή θερμοκρασία




(Pa) (mm) (°C) (mbar) (kg,m-3) (m,s-1) 146 25,16 18,2 1043 1,25 15,3 147 26,02 18,2 1043 1,25 15,35 148 27,04 18,2 1043 1,25 15,4 146 28,1 18,2 1043 1,25 15,3 142 29,11 18,2 1043 1,25 15,09 145 30,05 18,2 1043 1,25 15,24 144 32,03 18,2 1043 1,25 15,19 158 34,16 18,2 1043 1,25 15,91 146 36,04 18,2 1043 1,25 15,3 146 38,14 18,2 1043 1,25 15,3 145 40,15 18,2 1043 1,25 15,24 145 45,13 18,2 1043 1,25 15,24 145 50,4 18,2 1043 1,25 15,24 146 60,04 18,2 1043 1,25 15,3 146 70,09 18,2 1043 1,25 15,3 145 80,27 18,2 1043 1,25 15,24 145 90,06 18,2 1043 1,25 15,24 147 100,23 18,2 1043 1,25 15,35 147 110,44 18,2 1043 1,25 15,35 147 120,15 18,2 1043 1,25 15,35 147 125,16 18,2 1043 1,25 15,35 148 130,08 18,2 1043 1,25 15,4 147 132,3 18,2 1043 1,25 15,35 148 134,04 18,2 1043 1,25 15,4 147 136,03 18,2 1043 1,25 15,35 149 138,16 18,2 1043 1,25 15,45 147 140,02 18,2 1043 1,25 15,35 149 141,16 18,2 1043 1,25 15,45 149 142,14 18,2 1043 1,25 15,45 148 143,14 18,2 1043 1,25 15,4 149 144,05 18,2 1043 1,25 15,45 150 145,03 18,2 1043 1,25 15,5 146 146,2 18,2 1043 1,25 15,3 151 147,14 18,2 1043 1,25 15,56 149 148,13 18,2 1043 1,25 15,45 154 149,08 18,2 1043 1,25 15,71 148 150,02 18,2 1043 1,25 15,4 149 151,08 18,2 1043 1,25 15,45 146 152,22 18,2 1043 1,25 15,3 148 153,14 18,2 1043 1,25 15,4



214






(Pa) (mm) (°C) (mbar) (kg,m-3) (m,s-1) 148 154,03 18,2 1043 1,25 15,4 152 155,02 18,2 1043 1,25 15,61 149 156,05 18,2 1043 1,25 15,45 148 157,26 18,2 1043 1,25 15,4 149 158,15 18,2 1043 1,25 15,45 146 159,12 18,2 1043 1,25 15,3 149 160,08 18,2 1043 1,25 15,45 149 162,14 18,2 1043 1,25 15,45 146 164,02 18,2 1043 1,25 15,3 147 166,12 18,2 1043 1,25 15,35 150 168,28 18,2 1043 1,25 15,5 150 170,15 18,2 1043 1,25 15,5 153 175,16 18,2 1043 1,25 15,66 147 180,4 18,2 1043 1,25 15,35 149 190,62 18,2 1043 1,25 15,45 149 200,2 18,2 1043 1,25 15,45 153 210,55 18,2 1043 1,25 15,66 148 220,39 18,2 1043 1,25 15,4 150 230,49 18,2 1043 1,25 15,5 150 240,19 18,2 1043 1,25 15,5 149 245,21 18,2 1043 1,25 15,45 148 250,37 18,2 1043 1,25 15,4 149 252,25 18,2 1043 1,25 15,45 151 254,08 18,2 1043 1,25 15,56 153 256,07 18,2 1043 1,25 15,66 151 258 18,2 1043 1,25 15,56 152 260,23 18,2 1043 1,25 15,61 149 261,12 18,2 1043 1,25 15,45 152 262,19 18,2 1043 1,25 15,61 147 263,03 18,2 1043 1,25 15,35 152 264,12 18,2 1043 1,25 15,61 148 265,06 18,2 1043 1,25 15,4 149 266,07 18,2 1043 1,25 15,45 155 267,06 18,2 1043 1,25 15,76 147 268,13 18,2 1043 1,25 15,35 147 269,09 18,2 1043 1,25 15,35 150 270,25 18,2 1043 1,25 15,5 148 271,1 18,2 1043 1,25 15,4 145 272,03 18,2 1043 1,25 15,24 151 273,18 18,2 1043 1,25 15,56



215






(Pa) (mm) (°C) (mbar) (kg,m-3) (m,s-1) 151 274,12 18,2 1043 1,25 15,56 147 275,13 18,2 1043 1,25 15,35 155 276,02 18,2 1043 1,25 15,76 144 277,1 18,2 1043 1,25 15,19 149 278,22 18,2 1043 1,25 15,45 149 279,23 18,2 1043 1,25 15,45 146 280,03 18,2 1043 1,25 15,3 145 281,11 18,2 1043 1,25 15,24 151 282,19 18,2 1043 1,25 15,56 145 283,27 18,2 1043 1,25 15,24 149 284,14 18,2 1043 1,25 15,45 143 285,16 18,2 1043 1,25 15,14 149 286,32 18,2 1043 1,25 15,45 148 287,12 18,2 1043 1,25 15,4 142 288,03 18,2 1043 1,25 15,09 137 289,06 18,2 1043 1,25 14,82 148 290,07 18,2 1043 1,25 15,4 147 291,08 18,2 1043 1,25 15,35 113 292,03 18,2 1043 1,25 13,46 128 293,43 18,2 1043 1,25 14,32



216


Γράφημα 8.1

0

50

100

150

200

250

300

350

0 5 10 15 20

Ύψος

pito

t -st

atic

σω

λήνα

στο

τμήμ

α ερ

γασί

ας (

mm

)

Ταχύτητα αέρα (m,s-1)

Κενή αεροσήραγγα στα 15 (m,s-1) στην είσοδο του τμήματος εργασίας



217


Πίνακας 8.2

Μετρήσεις 15 (m.s-1) στο τέλος του τμήματος εργασίας

AFA5 DP Cell 1

DTI Inputs

Συνθήκες λειτουργίας

πίεση ύψος ατμοσφαιρική θερμοκρασία

ατμοσφαιρικό βαρομετρικό


ταχύτητα αέρα

(Pa) (mm) (°C) (mbar) (kg,m-3) (m,s-1) 98 0 18,2 1043 1,25 12,53

105 1,02 18,2 1043 1,25 12,97 120 2,03 18,2 1043 1,25 13,87 119 3,03 18,2 1043 1,25 13,81 128 4,08 18,2 1043 1,25 14,32 136 5,01 18,2 1043 1,25 14,76 127 5,99 18,2 1043 1,25 14,27 157 7,05 18,2 1043 1,25 15,86 142 8,05 18,2 1043 1,25 15,09 149 9,06 18,2 1043 1,25 15,45 143 10,05 18,2 1043 1,25 15,14 152 11,07 18,2 1043 1,25 15,61 152 12,12 18,2 1043 1,25 15,61 157 13,11 18,2 1043 1,25 15,86 153 14,02 18,2 1043 1,25 15,66 146 15,17 18,2 1043 1,25 15,3 161 16,17 18,2 1043 1,25 16,06 150 17,13 18,2 1043 1,25 15,5 158 18,07 18,2 1043 1,25 15,91 158 19,03 18,2 1043 1,25 15,91 157 20,11 18,2 1043 1,25 15,86 158 21,18 18,2 1043 1,25 15,91 160 22,16 18,2 1043 1,25 16,01 146 23,2 18,2 1043 1,25 15,3 154 24,29 18,2 1043 1,25 15,71 156 25,2 18,2 1043 1,25 15,81 160 26,13 18,2 1043 1,25 16,01



218






(Pa) (mm) (°C) (mbar) (kg,m-3) (m,s-1) 159 27,13 18,2 1043 1,25 15,96 158 28,21 18,2 1043 1,25 15,91 158 29,19 18,2 1043 1,25 15,91 161 30,16 18,2 1043 1,25 16,06 159 32,04 18,2 1043 1,25 15,96 152 34,1 18,2 1043 1,25 15,61 160 36,16 18,2 1043 1,25 16,01 159 38,27 18,2 1043 1,25 15,96 162 40,16 18,2 1043 1,25 16,11 159 45,17 18,2 1043 1,25 15,96 161 50,19 18,2 1043 1,25 16,06 157 60,35 18,2 1043 1,25 15,86 160 70,17 18,2 1043 1,25 16,01 162 80,17 18,2 1043 1,25 16,11 159 90,31 18,2 1043 1,25 15,96 162 100,1 18,2 1043 1,25 16,11 161 110,3 18,2 1043 1,25 16,06 163 120,2 18,2 1043 1,25 16,16 160 125 18,2 1043 1,25 16,01 161 130 18,2 1043 1,25 16,06 165 132,1 18,2 1043 1,25 16,26 161 134,1 18,2 1043 1,25 16,06 163 136,2 18,2 1043 1,25 16,16 162 138,1 18,2 1043 1,25 16,11 163 140,2 18,2 1043 1,25 16,16 160 141 18,2 1043 1,25 16,01 164 142,1 18,2 1043 1,25 16,21 160 143,1 18,2 1043 1,25 16,01 161 144,1 18,2 1043 1,25 16,06 162 145 18,2 1043 1,25 16,11 165 146 18,2 1043 1,25 16,26 162 147,2 18,2 1043 1,25 16,11 163 148,2 18,2 1043 1,25 16,16 163 149,2 18,2 1043 1,25 16,16 161 150,1 18,2 1043 1,25 16,06 163 151 18,2 1043 1,25 16,16 162 152 18,2 1043 1,25 16,11 165 153,1 18,2 1043 1,25 16,26 169 154,2 18,2 1043 1,25 16,46 162 155,1 18,2 1043 1,25 16,11 162 156 18,2 1043 1,25 16,11



219






(Pa) (mm) (°C) (mbar) (kg,m-3) (m,s-1) 165 157,2 18,2 1043 1,25 16,26 165 158,2 18,2 1043 1,25 16,26 165 159,2 18,2 1043 1,25 16,26 163 160,1 18,2 1043 1,25 16,16 166 162,1 18,2 1043 1,25 16,31 167 164,1 18,2 1043 1,25 16,36 161 166,2 18,2 1043 1,25 16,06 163 168,2 18,2 1043 1,25 16,16 166 170,4 18,2 1043 1,25 16,31 161 175,2 18,2 1043 1,25 16,06 163 180,1 18,2 1043 1,25 16,16 167 190,3 18,2 1043 1,25 16,36 167 200,3 18,2 1043 1,25 16,36 164 210,2 18,2 1043 1,25 16,21 165 220,2 18,2 1043 1,25 16,26 164 230,2 18,2 1043 1,25 16,21 174 240,2 18,2 1043 1,25 16,7 156 245 18,2 1043 1,25 15,81 168 250,1 18,2 1043 1,25 16,41 166 252,1 18,2 1043 1,25 16,31 166 254,1 18,2 1043 1,25 16,31 164 256,2 18,2 1043 1,25 16,21 168 258,1 18,2 1043 1,25 16,41 164 260,2 18,2 1043 1,25 16,21 163 261 18,2 1043 1,25 16,16 164 262 18,2 1043 1,25 16,21 164 263,1 18,2 1043 1,25 16,21 166 264,1 18,2 1043 1,25 16,31 164 265,1 18,2 1043 1,25 16,21 162 266,2 18,2 1043 1,25 16,11 163 267 18,2 1043 1,25 16,16 161 268,1 18,2 1043 1,25 16,06 163 269,3 18,2 1043 1,25 16,16 164 270,1 18,2 1043 1,25 16,21 164 271,1 18,2 1043 1,25 16,21 163 272,2 18,2 1043 1,25 16,16 164 273,1 18,2 1043 1,25 16,21 168 274,1 18,2 1043 1,25 16,41 164 275,1 18,2 1043 1,25 16,21 166 276,1 18,2 1043 1,25 16,31 163 277,2 18,2 1043 1,25 16,16



220






(Pa) (mm) (°C) (mbar) (kg,m-3) (m,s-1) 160 278,2 18,2 1043 1,25 16,01 163 279,4 18,2 1043 1,25 16,16 163 280,1 18,2 1043 1,25 16,16 163 281,2 18,2 1043 1,25 16,16 165 282,3 18,2 1043 1,25 16,26 156 283,3 18,2 1043 1,25 15,81 165 284,2 18,2 1043 1,25 16,26 155 284,9 18,2 1043 1,25 15,76 163 286,2 18,2 1043 1,25 15,16 160 287 18,2 1043 1,25 16,01 164 288 18,2 1043 1,25 15,21 164 289,3 18,2 1043 1,25 15,21 157 290,3 18,2 1043 1,25 14,92 167 291,1 18,2 1043 1,25 14,7 166 292 18,2 1043 1,25 14,6 148 293,1 18,2 1043 1,25 13,36



221


Γράφημα 8.2 Κενή αεροσήραγγα στα 15 m.s-1 στο τέλος του τμήματος εργασίας

0

50

100

150

200

250

300

350

0 2 4 6 8 10 12 14 16 18

Ύψος

pito

t-st

atic

σω

λήνα

στο

τμήμ

α ερ

γασί

ας (m

m)




222


Πίνακας 8.3

Μετρήσεις 25 (m.s-1) στην είσοδο του τμήματος εργασίας

AFA5 DP Cell 1

DTI Inputs






(Pa) (mm) (°C) (mbar) (kg.m-3) (m.s-1) 274 0 18,2 1043 1,25 20,95 317 1,06 18,2 1043 1,25 22,54 363 2,04 18,2 1043 1,25 24,12 335 3,13 18,2 1043 1,25 23,17 344 4,16 18,2 1043 1,25 23,48 364 5,27 18,2 1043 1,25 24,15 368 6,02 18,2 1043 1,25 24,28 378 7 18,2 1043 1,25 24,61 377 8,14 18,2 1043 1,25 24,58 379 9,1 18,2 1043 1,25 24,65 381 10,02 18,2 1043 1,25 24,71 385 11,03 18,2 1043 1,25 24,84 372 12,07 18,2 1043 1,25 24,42 382 13,15 18,2 1043 1,25 24,74 373 14,22 18,2 1043 1,25 24,45 378 15,14 18,2 1043 1,25 24,61 379 16,03 18,2 1043 1,25 24,65 378 17,15 18,2 1043 1,25 24,61 382 18,09 18,2 1043 1,25 24,74 389 19,22 18,2 1043 1,25 24,97 382 20,08 18,2 1043 1,25 24,74 390 21,17 18,2 1043 1,25 25 383 22,02 18,2 1043 1,25 24,77 381 23,04 18,2 1043 1,25 24,71 379 24,03 18,2 1043 1,25 24,65 379 25,12 18,2 1043 1,25 24,65 380 26,22 18,2 1043 1,25 24,68 385 27,08 18,2 1043 1,25 24,84 382 28,34 18,2 1043 1,25 24,74 377 29,04 18,2 1043 1,25 24,58



223






(Pa) (mm) (°C) (mbar) (kg,m-3) (m,s-1) 383 30,09 18,2 1043 1,25 24,77 380 32,02 18,2 1043 1,25 24,68 380 34,1 18,2 1043 1,25 24,68 380 36,07 18,2 1043 1,25 24,68 380 38,11 18,2 1043 1,25 24,68 385 40,3 18,2 1043 1,25 24,84 380 45,13 18,2 1043 1,25 24,68 382 50,11 18,2 1043 1,25 24,74 382 59,99 18,2 1043 1,25 24,74 384 70,35 18,2 1043 1,25 24,81 379 80,29 18,2 1043 1,25 24,65 383 90,29 18,2 1043 1,25 24,77 387 100,2 18,2 1043 1,25 24,9 384 110,3 18,2 1043 1,25 24,81 390 120,5 18,2 1043 1,25 25 397 125,3 18,2 1043 1,25 25,22 390 130,1 18,2 1043 1,25 25 395 132,2 18,2 1043 1,25 25,16 386 134,3 18,2 1043 1,25 24,87 385 136,2 18,2 1043 1,25 24,84 382 138,1 18,2 1043 1,25 24,74 390 140 18,2 1043 1,25 25 396 141,1 18,2 1043 1,25 25,19 389 142,1 18,2 1043 1,25 24,97 395 143,1 18,2 1043 1,25 25,16 391 144,1 18,2 1043 1,25 25,03 397 145,2 18,2 1043 1,25 25,22 389 146,1 18,2 1043 1,25 24,97 390 147 18,2 1043 1,25 25 391 148,1 18,2 1043 1,25 25,03 398 149,2 18,2 1043 1,25 25,26 386 150 18,2 1043 1,25 24,87 400 151,2 18,2 1043 1,25 25,32 386 152,3 18,2 1043 1,25 24,87 402 153,1 18,2 1043 1,25 25,38 390 154 18,2 1043 1,25 25 389 155,2 18,2 1043 1,25 24,97 393 156,1 18,2 1043 1,25 25,1 396 157,1 18,2 1043 1,25 25,19 393 158,1 18,2 1043 1,25 25,1 393 159,1 18,2 1043 1,25 25,1 391 160,2 18,2 1043 1,25 25,03 395 162,1 18,2 1043 1,25 25,16 394 164 18,2 1043 1,25 25,13 394 166,1 18,2 1043 1,25 25,13 390 168,1 18,2 1043 1,25 25 390 170,1 18,2 1043 1,25 25



224






(Pa) (mm) (°C) (mbar) (kg,m-3) (m,s-1) 398 175,2 18,2 1043 1,25 25,26 395 180,2 18,2 1043 1,25 25,16 392 190,1 18,2 1043 1,25 25,06 401 200,1 18,2 1043 1,25 25,35 390 210,3 18,2 1043 1,25 25 401 220,2 18,2 1043 1,25 25,35 396 230,1 18,2 1043 1,25 25,19 388 240,6 18,2 1043 1,25 24,94 380 245,2 18,2 1043 1,25 24,68 401 250,5 18,2 1043 1,25 25,35 392 252 18,2 1043 1,25 25,06 382 254,1 18,2 1043 1,25 24,74 380 256,2 18,2 1043 1,25 24,68 398 258,2 18,2 1043 1,25 25,26 392 260,1 18,2 1043 1,25 25,06 388 261,1 18,2 1043 1,25 24,94 378 262,1 18,2 1043 1,25 24,61 389 263,1 18,2 1043 1,25 24,97 385 264,2 18,2 1043 1,25 24,84 391 265 18,2 1043 1,25 25,03 386 266,1 18,2 1043 1,25 24,87 384 266,9 18,2 1043 1,25 24,81 379 268 18,2 1043 1,25 24,65 380 269,1 18,2 1043 1,25 24,68 384 270,1 18,2 1043 1,25 24,81 389 271,2 18,2 1043 1,25 24,97 382 272,3 18,2 1043 1,25 24,74 375 273,1 18,2 1043 1,25 24,51 385 274,1 18,2 1043 1,25 24,84 381 274,9 18,2 1043 1,25 24,71 383 276,1 18,2 1043 1,25 24,77 385 277,1 18,2 1043 1,25 24,84 384 278,1 18,2 1043 1,25 24,81 375 279 18,2 1043 1,25 24,51 383 280,4 18,2 1043 1,25 24,77 391 281 18,2 1043 1,25 25,03 390 282,2 18,2 1043 1,25 25 379 283,1 18,2 1043 1,25 24,65 395 284,1 18,2 1043 1,25 25,16 378 285,1 18,2 1043 1,25 24,61 383 286,2 18,2 1043 1,25 24,77 390 287,1 18,2 1043 1,25 25 384 288,1 18,2 1043 1,25 24,81 387 289,1 18,2 1043 1,25 24,9 383 290,1 18,2 1043 1,25 24,77 392 290,9 18,2 1043 1,25 25,06 397 292,2 18,2 1043 1,25 25,22



225






(Pa) (mm) (°C) (mbar) (kg,m-3) (m,s-1) 397 293,1 18,2 1043 1,25 25,22 386 294,1 18,2 1043 1,25 24,87

Γράφημα 8.3

0

50

100

150

200

250

300

350

0 5 10 15 20 25 30

Ύψ

ος p

itot-

stat

ic σ

το τμ

ήμα

εργα

σίας

(mm

)


Κενή αεροσήραγγα στα 25 (m,s-1) στην είσοδο του τμήματοs εργασίας



226


Πίνακας 8.4


AFA5 DTI Συνθήκες λειτουργίας Πίεση Ύψος Ατμοσφαιρικ



Πυκνότητα αέρα Ταχύτητα αέρα

(Pa) (mm) (°C) (mbar) (kg.m-3) (m.s-1)

298 0 19 1043,5 1,25 21,88 287 1,14 19 1043,5 1,25 21,47 288 2,14 19 1043,5 1,25 21,51 334 3,25 19 1043,5 1,25 23,16 341 4 19 1043,5 1,25 23,4 371 5,14 19 1043,5 1,25 24,41 320 6,07 19 1043,5 1,25 22,67 349 7,05 19 1043,5 1,25 23,68 371 8,09 19 1043,5 1,25 24,41 380 9,18 19 1043,5 1,25 24,71 380 10,08 19 1043,5 1,25 24,71 395 11,04 19 1043,5 1,25 25,19 378 12,1 19 1043,5 1,25 24,64 421 13,14 19 1043,5 1,25 26 412 14,02 19 1043,5 1,25 25,72 411 15,12 19 1043,5 1,25 25,69 428 16,3 19 1043,5 1,25 26,22 417 17,03 19 1043,5 1,25 25,88 442 18,02 19 1043,5 1,25 26,64 426 19,08 19 1043,5 1,25 26,16 430 20,12 19 1043,5 1,25 26,28 426 21,05 19 1043,5 1,25 26,16 435 22,13 19 1043,5 1,25 26,43 430 23,06 19 1043,5 1,25 26,28 441 24,18 19 1043,5 1,25 26,61 425 25,19 19 1043,5 1,25 26,13 416 26,31 19 1043,5 1,25 25,85



227






(Pa) (mm) (°C) (mbar) (kg,m-3) (m,s-1)

425 27,19 19 1043,5 1,25 26,13 432 28,06 19 1043,5 1,25 26,34 432 29,04 19 1043,5 1,25 26,34 441 30,06 19 1043,5 1,25 26,61 422 32,1 19 1043,5 1,25 26,03 422 34,17 19 1043,5 1,25 26,03 423 36,08 19 1043,5 1,25 26,07 431 38,1 19 1043,5 1,25 26,31 432 40,13 19 1043,5 1,25 26,34 437 45,14 19 1043,5 1,25 26,49 432 50,32 19 1043,5 1,25 26,34 430 60,16 19 1043,5 1,25 26,28 438 70,33 19 1043,5 1,25 26,52 431 80,43 19 1043,5 1,25 26,31 431 90,22 19 1043,5 1,25 26,31 441 100,34 19 1043,5 1,25 26,61 434 110,18 19 1043,5 1,25 26,4 435 120,28 19 1043,5 1,25 26,43 438 125,05 19 1043,5 1,25 26,52 436 130,45 19 1043,5 1,25 26,46 444 132,13 19 1043,5 1,25 26,71 435 134,06 19 1043,5 1,25 26,43 448 136,18 19 1043,5 1,25 26,83 438 138,06 19 1043,5 1,25 26,52 443 140,34 19 1043,5 1,25 26,67 451 141,06 19 1043,5 1,25 26,91 437 142,13 19 1043,5 1,25 26,49 433 143,18 19 1043,5 1,25 26,37 437 144,17 19 1043,5 1,25 26,49 438 145,15 19 1043,5 1,25 26,52 441 146,12 19 1043,5 1,25 26,61 436 147,08 19 1043,5 1,25 26,46 429 148,15 19 1043,5 1,25 26,25 437 149,13 19 1043,5 1,25 26,49 438 150,23 19 1043,5 1,25 26,52 440 151,02 19 1043,5 1,25 26,58 442 152,03 19 1043,5 1,25 26,64 439 153,07 19 1043,5 1,25 26,55 447 154,05 19 1043,5 1,25 26,8 449 155,22 19 1043,5 1,25 26,85



228






(Pa) (mm) (°C) (mbar) (kg,m-3) (m,s-1)

440 156,28 19 1043,5 1,25 26,58 438 157,28 19 1043,5 1,25 26,52 438 158,22 19 1043,5 1,25 26,52 437 159,04 19 1043,5 1,25 26,49 448 160,16 19 1043,5 1,25 26,83 448 162,03 19 1043,5 1,25 26,83 442 164,08 19 1043,5 1,25 26,64 439 166,09 19 1043,5 1,25 26,55 449 168,26 19 1043,5 1,25 26,85 447 170,07 19 1043,5 1,25 26,8 443 175,41 19 1043,5 1,25 26,67 447 180,3 19 1043,5 1,25 26,8 443 190,22 19 1043,5 1,25 26,67 440 200,18 19 1043,5 1,25 26,58 439 210,61 19 1043,5 1,25 26,55 440 220,43 19 1043,5 1,25 26,58 451 230,43 19 1043,5 1,25 26,91 447 240,5 19 1043,5 1,25 26,8 440 245,22 19 1043,5 1,25 26,58 439 250,14 19 1043,5 1,25 26,55 445 252,12 19 1043,5 1,25 26,74 446 254,03 19 1043,5 1,25 26,77 450 256,1 19 1043,5 1,25 26,88 448 258,24 19 1043,5 1,25 26,83 444 260,32 19 1043,5 1,25 26,71 438 261,05 19 1043,5 1,25 26,52 446 262,21 19 1043,5 1,25 26,77 452 263,21 19 1043,5 1,25 26,94 439 264,02 19 1043,5 1,25 26,55 444 265,03 19 1043,5 1,25 26,71 445 266,2 19 1043,5 1,25 26,74 446 267,03 19 1043,5 1,25 26,77 447 268,17 19 1043,5 1,25 26,8 443 269,07 19 1043,5 1,25 26,67 442 270,41 19 1043,5 1,25 26,64 447 271,1 19 1043,5 1,25 26,8 441 272,27 19 1043,5 1,25 26,61 448 273,05 19 1043,5 1,25 26,83 438 274,07 19 1043,5 1,25 26,52 442 275,19 19 1043,5 1,25 26,64



229






(Pa) (mm) (°C) (mbar) (kg,m-3) (m,s-1)

436 276,22 19 1043,5 1,25 26,46 439 277,08 19 1043,5 1,25 26,55 439 278,53 19 1043,5 1,25 26,55 442 279,18 19 1043,5 1,25 26,64 446 280,15 19 1043,5 1,25 26,77 443 281,15 19 1043,5 1,25 26,67 443 282,28 19 1043,5 1,25 26,67 458 283,21 19 1043,5 1,25 27,12 457 284,03 19 1043,5 1,25 27,09 454 285,02 19 1043,5 1,25 27 455 286,07 19 1043,5 1,25 27,03 419 287,04 19 1043,5 1,25 25,94 426 288,08 19 1043,5 1,25 26,16 435 289,11 19 1043,5 1,25 26,43 441 290,04 19 1043,5 1,25 26,61 444 291,13 19 1043,5 1,25 26,71 405 292,17 19 1043,5 1,25 25,51 456 293,13 19 1043,5 1,25 27,06 386 293,92 19 1043,5 1,25 24,9



230


Γράφημα 8.4

0

50

100

150

200

250

300

350

0 5 10 15 20 25 30

Ύψος

του

pito

t sta

tic σ

ωλή

να σ

το τμ

ήμα

εργα

σίας

(mm

)


Κενή αεροσήραγγα στα 25 (m,s-1) στο τέλος του τμήματος εργασίας



231


Πίνακας 8.5

Μετρήσεις 35 ( m.s-1) στην είσοδο του τμήματος εργασίας

AFA5 DTI Inputs




Πυκνότητα αέρα Ταχύτητα αέρα

(Pa) (mm) (°C) (mbar) (kg,m-3) (m,s-1) 514 0 18,2 1043 1,25 28,7 487 1,01 18,2 1043 1,25 27,94 615 2,14 18,2 1043 1,25 31,39 630 3,06 18,2 1043 1,25 31,77 711 4,08 18,2 1043 1,25 33,76 726 5,03 18,2 1043 1,25 34,11 717 6,05 18,2 1043 1,25 33,9 748 7,1 18,2 1043 1,25 34,62 736 8,02 18,2 1043 1,25 34,34 768 9,05 18,2 1043 1,25 35,08 765 10,04 18,2 1043 1,25 35,01 764 11 18,2 1043 1,25 34,99 761 11,98 18,2 1043 1,25 34,92 783 13,08 18,2 1043 1,25 35,42 774 14,01 18,2 1043 1,25 35,22 761 15,16 18,2 1043 1,25 34,92 762 16,09 18,2 1043 1,25 34,95 782 17,06 18,2 1043 1,25 35,4 767 18,15 18,2 1043 1,25 35,06 776 19,03 18,2 1043 1,25 35,26 773 20,02 18,2 1043 1,25 35,2 760 21,06 18,2 1043 1,25 34,9 786 22,03 18,2 1043 1,25 35,49 761 23,1 18,2 1043 1,25 34,92 777 24,2 18,2 1043 1,25 35,29 777 25,04 18,2 1043 1,25 35,29 762 26,14 18,2 1043 1,25 34,95 770 27,07 18,2 1043 1,25 35,13



232






(Pa) (mm) (°C) (mbar) (kg,m-3) (m,s-1) 763 28,26 18,2 1043 1,25 34,97 776 29,02 18,2 1043 1,25 35,26 781 30,11 18,2 1043 1,25 35,38 772 32,13 18,2 1043 1,25 35,17 774 34,04 18,2 1043 1,25 35,22 774 36,12 18,2 1043 1,25 35,22 776 38,08 18,2 1043 1,25 35,26 772 40,03 18,2 1043 1,25 35,17 777 45,07 18,2 1043 1,25 35,29 759 50,03 18,2 1043 1,25 34,88 772 60,09 18,2 1043 1,25 35,17 779 70,14 18,2 1043 1,25 35,33 787 80,14 18,2 1043 1,25 35,51 785 90,64 18,2 1043 1,25 35,47 777 100,03 18,2 1043 1,25 35,29 785 110,26 18,2 1043 1,25 35,47 785 120,19 18,2 1043 1,25 35,47 784 125,23 18,2 1043 1,25 35,45 793 130,05 18,2 1043 1,25 35,65 784 132,03 18,2 1043 1,25 35,45 781 134,14 18,2 1043 1,25 35,38 785 136,2 18,2 1043 1,25 35,47 781 138,12 18,2 1043 1,25 35,38 789 140,08 18,2 1043 1,25 35,56 789 141,12 18,2 1043 1,25 35,56 783 142,2 18,2 1043 1,25 35,42 780 143,18 18,2 1043 1,25 35,36 786 144,04 18,2 1043 1,25 35,49 782 145,12 18,2 1043 1,25 35,4 796 146,15 18,2 1043 1,25 35,72 800 147,14 18,2 1043 1,25 35,81 787 148,16 18,2 1043 1,25 35,51 802 149,04 18,2 1043 1,25 35,85 785 150,05 18,2 1043 1,25 35,47 788 151,14 18,2 1043 1,25 35,54 786 152,1 18,2 1043 1,25 35,49 799 153,21 18,2 1043 1,25 35,78 787 154,14 18,2 1043 1,25 35,51 778 155,11 18,2 1043 1,25 35,31 798 156,08 18,2 1043 1,25 35,76



233






(Pa) (mm) (°C) (mbar) (kg,m-3) (m,s-1) 788 157,06 18,2 1043 1,25 35,54 787 158,08 18,2 1043 1,25 35,51 792 159,06 18,2 1043 1,25 35,63 788 160,08 18,2 1043 1,25 35,54 788 162,04 18,2 1043 1,25 35,54 817 164,32 18,2 1043 1,25 36,18 778 166,48 18,2 1043 1,25 35,31 790 168,19 18,2 1043 1,25 35,58 810 170,16 18,2 1043 1,25 36,03 805 175,16 18,2 1043 1,25 35,92 779 180,14 18,2 1043 1,25 35,33 792 190,56 18,2 1043 1,25 35,63 814 200,02 18,2 1043 1,25 36,12 781 210,17 18,2 1043 1,25 35,38 787 220,33 18,2 1043 1,25 35,51 782 230,34 18,2 1043 1,25 35,4 789 240,05 18,2 1043 1,25 35,56 765 245,12 18,2 1043 1,25 35,01 773 250,25 18,2 1043 1,25 35,2 785 252,15 18,2 1043 1,25 35,47 784 254,01 18,2 1043 1,25 35,45 778 256,01 18,2 1043 1,25 35,31 797 258,12 18,2 1043 1,25 35,74 789 260,22 18,2 1043 1,25 35,56 768 261,1 18,2 1043 1,25 35,08 797 262,19 18,2 1043 1,25 35,74 777 263,13 18,2 1043 1,25 35,29 802 264,21 18,2 1043 1,25 35,85 785 265,21 18,2 1043 1,25 35,47 782 266,15 18,2 1043 1,25 35,4 770 267,06 18,2 1043 1,25 35,13 764 268,05 18,2 1043 1,25 34,99 771 269,17 18,2 1043 1,25 35,15 764 270,15 18,2 1043 1,25 34,99 785 271,01 18,2 1043 1,25 35,47 783 272,17 18,2 1043 1,25 35,42 768 273,19 18,2 1043 1,25 35,08 786 274,08 18,2 1043 1,25 35,49 779 275,31 18,2 1043 1,25 35,33 775 276,34 18,2 1043 1,25 35,24



234






(Pa) (mm) (°C) (mbar) (kg,m-3) (m,s-1) 762 277,13 18,2 1043 1,25 34,95 769 278,18 18,2 1043 1,25 35,11 765 279,19 18,2 1043 1,25 35,01 767 280,07 18,2 1043 1,25 35,06 760 281,38 18,2 1043 1,25 34,9 792 282,03 18,2 1043 1,25 35,63 779 283,04 18,2 1043 1,25 35,33 774 284,08 18,2 1043 1,25 35,22 786 285,26 18,2 1043 1,25 35,49 774 286,02 18,2 1043 1,25 35,22 787 287,03 18,2 1043 1,25 35,51 770 288,14 18,2 1043 1,25 35,13 787 289,08 18,2 1043 1,25 35,51 757 290,03 18,2 1043 1,25 34,83 754 291,13 18,2 1043 1,25 34,76 773 292,11 18,2 1043 1,25 35,2 765 293,1 18,2 1043 1,25 35,01 782 294,13 18,2 1043 1,25 35,4



235


Γράφημα 8.5

0

50

100

150

200

250

300

350

0 5 10 15 20 25 30 35 40

Ύψος

pito

t-st

atic

σω

λήνα

στο

τμήμ

α ερ

γασί

ας


Κενή αεροσήραγγα στα 35 (m,s-1) στην είσοδο του τμήματος εργασίας



236


Πίνακας 8.6


AFA5 DTI Συνθήκες λειτουργίας Πίεση Ύψος Ατμοσφαιρική

θερμοκρασία Ατμοσφαιρικό βαρομετρικό



(Pa) (mm) (°C) (mbar) (kgm-3) (ms-1) 562 1 19 1043,5 1,25 30,04 512 1,07 19 1043,5 1,25 28,68 570 2,06 19 1043,5 1,25 30,26 638 3,04 19 1043,5 1,25 32,01 705 4,09 19 1043,5 1,25 33,65 724 5,49 19 1043,5 1,25 34,1 715 6,04 19 1043,5 1,25 33,89 757 7,21 19 1043,5 1,25 34,87 785 8,05 19 1043,5 1,25 35,51 845 9,41 19 1043,5 1,25 36,84 815 10,2 19 1043,5 1,25 36,18 884 11,02 19 1043,5 1,25 37,68 829 12,23 19 1043,5 1,25 36,49 823 13,69 19 1043,5 1,25 36,36 825 14,42 19 1043,5 1,25 36,4 829 15,03 19 1043,5 1,25 36,49 859 16,29 19 1043,5 1,25 37,14 857 17,04 19 1043,5 1,25 37,1 839 18,19 19 1043,5 1,25 36,71 862 19,32 19 1043,5 1,25 37,21 868 20,03 19 1043,5 1,25 37,34 860 21,07 19 1043,5 1,25 37,17 859 22,1 19 1043,5 1,25 37,14 857 23,11 19 1043,5 1,25 37,1 864 24,15 19 1043,5 1,25 37,25 897 25,06 19 1043,5 1,25 37,96 897 26,33 19 1043,5 1,25 37,96



237






(Pa) (mm) (°C) (mbar) (kg,m-3) (m,s-1)

865 27,12 19 1043,5 1,25 37,27 872 28,01 19 1043,5 1,25 37,47 875 29,22 19 1043,5 1,25 37,49 870 30,13 19 1043,5 1,25 37,38 868 32,05 19 1043,5 1,25 37,34 886 34,05 19 1043,5 1,25 37,72 889 36,09 19 1043,5 1,25 37,79 881 38,02 19 1043,5 1,25 37,62 880 40,18 19 1043,5 1,25 37,6 877 45,05 19 1043,5 1,25 37,53 893 50,14 19 1043,5 1,25 37,86 918 60,19 19 1043,5 1,25 38,4 892 70,44 19 1043,5 1,25 37,85 889 80,26 19 1043,5 1,25 37,79 909 90,11 19 1043,5 1,25 38,21 887 100,2 19 1043,5 1,25 37,75 905 110,1 19 1043,5 1,25 38,13 892 120 19 1043,5 1,25 37,85 905 120,6 19 1043,5 1,25 38,13 892 130 19 1043,5 1,25 37,85 898 130 19 1043,5 1,25 37,98 886 134,1 19 1043,5 1,25 37,72 896 136,2 19 1043,5 1,25 37,94 902 138 19 1043,5 1,25 38,06 893 140,1 19 1043,5 1,25 37,87 903 141,1 19 1043,5 1,25 38,08 892 142,3 19 1043,5 1,25 37,85 892 143,2 19 1043,5 1,25 37,85 893 144,2 19 1043,5 1,25 37,87 897 145,3 19 1043,5 1,25 37,96 900 146,2 19 1043,5 1,25 38,02 897 147,1 19 1043,5 1,25 37,96 903 148,1 19 1043,5 1,25 38,08 894 149 19 1043,5 1,25 37,89 896 150 19 1043,5 1,25 37,94 900 151 19 1043,5 1,25 38,02 887 152 19 1043,5 1,25 37,75 892 153,1 19 1043,5 1,25 37,85 896 154,2 19 1043,5 1,25 37,94 892 155,2 19 1043,5 1,25 37,85



238






(Pa) (mm) (°C) (mbar) (kg,m-3) (m,s-1)

904 156,1 19 1043,5 1,25 38,11 898 157,2 19 1043,5 1,25 37,98 889 158,1 19 1043,5 1,25 37,79 890 159,1 19 1043,5 1,25 37,81 896 160,7 19 1043,5 1,25 37,94 917 162,2 19 1043,5 1,25 38,38 902 164,4 19 1043,5 1,25 38,04 912 166,1 19 1043,5 1,25 38,27 910 168,2 19 1043,5 1,25 38,23 900 170,2 19 1043,5 1,25 38,02 903 175,3 19 1043,5 1,25 38,08 915 180 19 1043,5 1,25 38,38 914 190,2 19 1043,5 1,25 38,32 910 200 19 1043,5 1,25 38,23 905 210 19 1043,5 1,25 38,13 912 220 19 1043,5 1,25 38,27 925 230,2 19 1043,5 1,25 38,44 925 240,4 19 1043,5 1,25 38,55 911 240,4 19 1043,5 1,25 38,25 915 250 19 1043,5 1,25 38,35 912 252,3 19 1043,5 1,25 38,27 928 244,2 19 1043,5 1,25 38,61 917 256,2 19 1043,5 1,25 38,38 915 258,1 19 1043,5 1,25 38,34 909 260,1 19 1043,5 1,25 38,31 919 261,1 19 1043,5 1,25 38,41 915 262,1 19 1043,5 1,25 38,34 920 263,3 19 1043,5 1,25 38,44 918 264,2 19 1043,5 1,25 38,4 915 265,2 19 1043,5 1,25 38,34 912 266,3 19 1043,5 1,25 38,27 894 267,3 19 1043,5 1,25 37,79 914 268,3 19 1043,5 1,25 38,32 910 269,3 19 1043,5 1,25 38,23 915 270,3 19 1043,5 1,25 38,34 907 271,4 19 1043,5 1,25 38,37 903 272,4 19 1043,5 1,25 38,09 920 273,4 19 1043,5 1,25 38,44 920 274,4 19 1043,5 1,25 38,44 908 275,5 19 1043,5 1,25 38,19



239






(Pa) (mm) (°C) (mbar) (kg,m-3) (m,s-1)

912 276,5 19 1043,5 1,25 38,27 915 277,5 19 1043,5 1,25 38,34 907 278,5 19 1043,5 1,25 38,17 895 279,5 19 1043,5 1,25 37,92 898 280,6 19 1043,5 1,25 37,98 902 281,6 19 1043,5 1,25 38,06 911 282,6 19 1043,5 1,25 38,25 914 283,6 19 1043,5 1,25 38,32 934 284,7 19 1043,5 1,25 38,73 915 285,7 19 1043,5 1,25 38,34 929 286,7 19 1043,5 1,25 38,63 905 287,7 19 1043,5 1,25 38,13 914 288,7 19 1043,5 1,25 38,31 928 289,8 19 1043,5 1,25 38,61 903 290,8 19 1043,5 1,25 38,08 821 291,8 19 1043,5 1,25 36,31 871 292,8 19 1043,5 1,25 37,4 739 293,9 19 1043,5 1,25 34,42 869 294,9 19 1043,5 1,25 32,25



240


Γράφημα 8.6

0

50

100

150

200

250

300

350

0 5 10 15 20 25 30 35 40 45

Ύψος

του

pito

t-st

atic

σω

λήνα

στο

τμήμ

α ερ

γασί

ας

Ταχύτητα αέρα (m.s-1)

Κενή αεροσήραγγα στα 35 (m.s-1) στο τέλος του τμήματος εργασίας



241


8.5.2 Σφαιρικό μοντέλο d=50mm και σφαιρικό μοντέλο με ανώμαλη επιφάνεια d=50 mm (μπαλάκι του golf) μοντέλα (af 109)

Το πρώτο μοντέλο που τοποθετήσαμε για να πάρουμε μετρήσεις στην συσκευή ήταν η σφαίρα που είναι μοντέλο μετρήσεως της αεροσήραγγας. Τοποθετήσαμε τη σφαίρα στη ζυγαριά και αφού την κεντράραμε ως προς την καθετότητα της και είδαμε ότι είναι ακριβώς στο κέντρο του τμήματος εργασίας γυρίσαμε το μοιρογνωμόνιο στις 270 μοίρες ,μετρήσαμε πάλι το ύψος της σφαίρας για να δούμε ότι ήταν κάθετο στη ροή του αέρα και ξεκινήσαμε τις μετρήσεις.

. Σχήμα 8.10-Η απλή σφαίρα τοποθετημένη στην αεροσήραγγα

Αφού μηδενίσαμε τους μετρητές της αεροσήραγγα πήραμε μετρήσεις σε δέκα διαφορετικές ταχύτητες ( δυο φορές για επαλήθευση).Το ίδιο ακριβώς κάναμε και για τη σφαίρα με ανώμαλη επιφάνεια (μπαλάκι του golf) διότι τα δυο μοντέλα έχουν ίδια βάση και είναι παρόμοια .



242


Σχήμα 8.11-Η σφαίρα με ανώμαλη επιφάνεια τοποθετημένη στην αεροσήραγγα

Για να πάρουμε μετρήσεις από τη ζυγαριά πρέπει να ξεβιδώσουμε δύο βίδες που είναι στη βάση της για όταν δεν λειτουργεί η συσκευή. Διαφορετικά οι μετρήσεις που μας δίνει ως προς την άντωση ,την οπισθέλκουσα και την ροπή είναι λανθασμένες .

Σχήμα 8.12-Αριστερα και δεξιά βλέπουμε τα περικόχλια που πρέπει να ξεβιδωθούν για να λειτουργεί η

ζυγαριά με το σωστό τρόπο



243


Στον παρακάτω πινάκα φαίνονται οι παράμετροι που έμειναν σταθεροί κατά την διάρκεια των μετρήσεων . Οι τιμές έμειναν σταθερές στην απλή σφαίρα καθώς και στη σφαίρα με ανώμαλη επιφάνεια .Η διάμετρος και στις 2 σφαίρες είναι 50 (mm).

Πίνακας 8.7 Τα μεγέθη που μένουν σταθερά σε όλες τις μετρήσεις .


Ατμοσφαιρική Θερμοκρασία

Ύψος pitot static

Γωνία ζυγαριάς

Πυκνότητα Αέρα

(mbar) ( oc) (m/m) (Μοίρες) (Kg.m3 ) 1038 20,8 200 0 1,23

Tα αποτελέσματα τον μετρήσεων φαίνονται στους παρακάτω πίνακες.

Πίνακας 8.8 απλής σφαίρας

Πίε

ση

Ταχύ

τητα

αέρ

α

Συντ

ελεσ

τή ά

ντω

σης,

C

L Συντ

ελεσ

τή

οπισ

θέλκ

ουσα

ς, C

D

Στιγ

μιαί

ος Σ

υντε

λεστ

ής

ροπ

ής, C

M

Συν.

Άντ

ωση

ς / Σ

υν.

οπισ

θέλκ

ουσα

ς ,

C

L / C

D

(Pa) (m,s-1)

142 15,2 -0,11 0,65 0,56 -0,17 212 18,6 -0,06 0,72 0,38 -0,08 290 21,7 -0,03 0,73 0,28 -0,04 373 24,6 -0,03 0,78 0 -0,04 633 32,1 -0,01 0,76 0,13 -0,01 821 36,5 0 0,78 0,1 0 848 37,1 0 0,86 0,19 0 778 35,6 -0,04 0,91 0,1 -0,04 529 29,3 -0,05 0,86 0,15 -0,06 460 27,3 -0,04 0,95 0 -0,04 400 25,5 -0,05 0,94 0 -0,05 265 20,8 -0,05 1 0,3 -0,05 144 15,3 -0,11 0,94 0,56 -0,12



244


Γράφημα 8.7

0

0,2

0,4

0,6

0,8

1

1,2

0 5 10 15 20 25 30 35 40

Συντ

ελεσ

τής

οπισ

θέλκ

ουσα

ς CD


Απλή σφαίρα



245


Πίνακας 8.9 Σφαίρα με Ανώμαλη επιφάνεια( μπαλάκι του golf )

Πίε

ση

Ταχύ

τητα

αέρ

α

Συντ

ελεσ

τή

άντω

σης,

C L

Συντ

ελεσ

τή

οπισ

θέλκ

ουσα

ς, C

D

Στιγ

μιαί

ος

Συντ

ελεσ

τής

ροπ

ής,

CM

Συν.

Άντ

ωση

ς / Σ

υν.

οπισ

θέλκ

ουσα

ς ,

C

L / C

D

(Pa) (m,s-1)

159 16,07 0,05 0,81 0,5 0,06 221 18,95 0 0,71 0,36 0 297 21,97 -0,01 0,63 0,27 -0,02 420 26,12 0,01 0,62 0,19 0,02 634 32,09 -0,04 0,61 0,13 -0,07 801 36,07 -0,06 0,61 0 -0,1 841 36,96 -0,08 0,63 -0,1 -0,13 761 35,16 -0,07 0,63 0 -0,11 555 30,03 -0,06 0,6 0 -0,1 446 26,92 -0,04 0,62 0 -0,06 387 25,07 -0,01 0,6 0,21 -0,02 245 19,95 -0,07 0,69 0 -0,1 139 15,03 -0,12 0,75 0 -0,16



246


Γράφημα 8.8

0

0,1

0,2

0,3

0,4

0,5

0,6

0,7

0,8

0,9

0 5 10 15 20 25 30 35 40

Συντ

ελεσ

τής

οπισ

θέλκ

ουσα

ς CD


Σφαίρα με ανώμαλη επιφάνεια (μπαλάκι golf)



247


Γράφημα 8.9

Σε αυτό το γράφημα βλέπουμε την συμπεριφορά και των δυο σφαιρών ως προς την οπισθέλκουσα που παράγουν

0

0,2

0,4

0,6

0,8

1

1,2

0 5 10 15 20 25 30 35 40

Συντ

ελεσ

τής

οπισ

θέλκ

ουσα

ς CD


Απλή σφαίρα

Σφαίρα με λακάκια



248


8.5.3 Αεροτομή NACA0012 (300 mm Χ 152 mm) μοντέλο (af 104).

Στην αεροτομή οι μετρήσεις είναι κάπως διαφορετικές ,διότι εδώ δεν μεταβάλουμε την ταχύτητα αλλά μεταβάλουμε της γωνία πρόσπτωσης από την ζυγαριά .Η τοποθέτηση έχει γίνει με τον ίδιο τρόπο όπως και στις σφαίρες. .

Σχήμα 8.13-Η αεροτομή naca 0012 τοποθετημένη στην αεροσήραγγα.



249


Την ταχύτητα την παίρνουμε στις 0ο μοίρες και έπειτα το ξεκινάμε από τις -6ο μέχρι της 20ο μοίρες για να δούμε την άντωση, την οπισθέλκουσα και τη ροπή που ασκείται ανάλογα με την κλίση της αεροτομής ,καθώς τις τιμές αυτές τις παίρνουμε από την ζυγαριά.

Τις ίδιες μετρήσεις τις παίρνουμε για πέντε διαφορετικές ταχύτητες . Στον παρακάτω πινάκα φαίνονται όλοι οι παράμετροι που παραμένουν σταθεροί σε όλο το εύρος των μετρήσεων .


Ύψ

ος

Ατμ

οσφα

ιρικ

ή θε

ρμοκ

ρασί

α

Ατμ

οσφα

ιρικ

ό βα

ρομε

τρικ

ό

Ατμ

οσφα

ιρικ

ή π

ίεση

Πλά

τος

αερο

τομή

ς

Μήκ

ος α

εροτ

ομής

(mm) (οc) (mbar) (kg,m-3) (mm) (mm)

200 21.2 1038 1.23 300 152

Οι μετρήσεις φαίνονται στον παρακάτω πίνακα .



250


Πίνακας 8.11

Μετρήσεις αεροτομής NACA 0012 στα 15 (m.s-1) μεταβάλλοντας Την γωνία πρόσπτωσης .

Γωνί

α

Πίεσ

η

Ταχύ

τητα

αέρ

α

Συντ

ελεσ

τή ά

ντω

σης,

C

L

Συντ

ελεσ

τή

οπισ

θέλκ

ουσα

ς, C

D

Στιγ

μιαί

ος σ

υντε

λεστ

ής

ροπ

ής C

M

Συν.

Άντ

ωση

ς / Σ

υν.

οπισ

θέλκ

ουσα

ς ,

C

L

/ C D

(μοίρες) (Pa) (m.s-1)

-6,9 148 15,52 -0,7 0,04 0,02 -17,5 -5,9 145 15,36 -0,65 0,06 0,02 -10,83 -4,7 147 15,46 -0,53 0,06 0,01 -8,83 -3,3 150 15,62 -0,43 0,04 0,01 -10,75

-2 156 15,93 -0,31 0,03 0,01 -10,33 -0,7 150 15,62 -0,23 0,02 0 -11,5 0,5 143 15,25 -0,11 0,02 0 -5,5 1,6 144 15,31 -0,01 0,02 -0,01 -0,5 2,8 145 15,36 0,12 0,02 -0,01 6 4,7 140 15,09 0,32 0,02 -0,02 16 6,1 136 14,87 0,48 0,03 -0,02 16 7,3 138 14,98 0,6 0,04 -0,02 15 8,3 137 14,93 0,68 0,04 -0,02 17 9,2 137 14,93 0,74 0,05 -0,02 14,8

10,7 131 14,6 0,89 0,08 -0,02 11,12 11,9 130 14,54 0,94 0,11 -0,03 8,55 13,1 128 14,43 0,99 0,15 -0,05 6,6 14,5 124 14,2 1,11 0,18 -0,06 6,17 15,6 124 14,2 0,99 0,23 -0,08 4,3

17 120 13,97 1,07 0,28 -0,08 3,82 17,7 123 14,15 1,03 0,31 -0,11 3,32 19,2 114 13,62 1,15 0,38 -0,13 3,03 20,5 114 13,62 1,13 0,44 -0,13 2,57

Στα παρακάτω γραφήματα βλέπουμε τη συμπεριφορά της αεροτομής .



251


Γράφημα 8.10 συντελεστή άντωσης με γωνία πρόσπτωσης για την αεροτομή NACA 0012 (300X152) στα 15 m.s-1

Γράφημα 8.11 συντελεστή οπισθέλκουσας με γωνία πρόσπτωσης για την αεροτομή NACA 0012 (300X152) στα 15 m.s-1

-1

-0,5

0

0,5

1

1,5

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

άντω

σης

CL

Γωνία (μοίρες)

Γράφημα CL

0

0,05

0,1

0,15

0,2

0,25

0,3

0,35

0,4

0,45

0,5

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

οπισ

θέλκ

ουσα

ς C

D


Γράφημα CD



252


Γράφημα 8.12 συντελεστή στιγμιαίας ροπής με γωνία πρόσπτωσης για την αεροτομή NACA 0012 (300X152) στα 15 m.s-1

Γράφημα 8.13 του λόγου CL/CD με γωνία πρόσπτωσης για την αεροτομή NACA 0012 (300X152) στα 15 m.s-1

-0,16

-0,14

-0,12

-0,1

-0,08

-0,06

-0,04

-0,02

0

0,02

0,04

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Στι

γμια

ίος σ

υντε

λεστ

ής ρ

οπής

CM


Γράφημα CM

-20

-15

-10

-5

0

5

10

15

20

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συν.

άντ

ωση

ς /

συν.

οπι

σθέλ

κουσ

ας C

L/CD


Γράφημα CL/CD



253




254


Πίνακας 8.12

Μετρήσεις αεροτομής NACA 0012 στα 20 (m.s-1) μεταβάλλοντας την γωνία πρόσπτωσης

Γωνί

α

Πίεσ

η

Ταχύ

τητα

αέρ

α

Συντ

ελεσ

τή

άντω

σης,

C L

Συντ

ελεσ

τή

οπισ

θέλκ

ουσα

ς, C

D

Στιγ

μιαί

ος

συντ

ελεσ

τής

ροπ

ής C

M

Συν.

Άντ

ωση

ς /

Συν.

οπ

ισθέ

λκου

σας

,

C

L /

C D

(μοίρες) (Pa) (m,s-1) -7,3 256 20,39 -0,71 0,06 0,02 -11,83

-6 249 20,11 -0,65 0,05 0,02 -13 -4,4 252 20,23 -0,48 0,03 -0,02 -16 -3,2 255 20,35 -0,44 0,03 0 -14,67 -2,4 252 20,23 -0,33 0,02 -0,01 -16,5

-1 254 20,31 -0,22 0,02 0,01 -11 0,4 250 20,15 -0,08 0,01 0,01 -8 0,8 240 19,75 -0,05 0,01 -0,01 -5 2,1 244 19,91 0,05 0,01 -0,01 5 3,6 246 19,99 0,19 0,01 -0,01 19 5,3 243 19,87 0,39 0,02 -0,02 19,5 6,9 225 19,12 0,6 0,03 -0,02 20 8,1 234 19,5 0,69 0,04 -0,01 17,25 9,6 231 19,37 0,81 0,05 -0,02 16,2

11,6 227 19,2 0,94 0,08 -0,03 11,75 13,3 218 18,82 1,04 0,15 -0,06 6,93 14,9 209 18,43 1,12 0,2 -0,08 5,6 16,6 203 18,16 1,14 0,26 -0,1 4,38

18 205 18,25 1,11 0,33 -0,12 3,36 19,4 195 17,8 1,2 0,39 -0,14 3,08

21 188 17,48 1,21 0,45 -0,15 2,69




255




-1

-0,5

0

0,5

1

1,5

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

άντω

σης

CL

Γωνια (μοίρες)

Γράφημα CL

0

0,05

0,1

0,15

0,2

0,25

0,3

0,35

0,4

0,45

0,5

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

οπισ

θέλκ

ουσα

ς CD


Γράφημα CD



256



Γράφημα 8.18 του λόγου CL/CDμε γωνία πρόσπτωσης για την αεροτομή NACA 0012 (300X152) στα 20 m.s-1

-0,2

-0,15

-0,1

-0,05

0

0,05

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Στιγ

μιαί

ος σ

υντε

λεστ

ής ρ

οπής

CM


Γράφημα CM

-25

-20

-15

-10

-5

0

5

10

15

20

25

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

'αντ

ωση

ς /σ

υντε

λεστ

ής

οπισ

θέλκ

ουσα

ς CL

/CD





257




258


Πίνακας 8.13

Μετρήσεις αεροτομής NACA 0012 στα 25 (m.s-1) μεταβάλλοντας την γωνία πρόσπτωσης.

Γωνί

α

Πίεσ

η

Ταχύ

τητα

αέρ

α

Συντ

ελεσ

τή ά

ντω

σης,

C

L

Συντ

ελεσ

τή

οπισ

θέλκ

ουσα

ς, C

D

Στιγ

μιαί

ος σ

υντε

λεστ

ής

ροπ

ής C

M

Συν.

Άντ

ωση

ς / Σ

υν.

οπισ

θέλκ

ουσα

ς ,

C

L

/ C D

(μοίρες) (Pa) (m,s-1) -6,1 414 25,94 -0,52 0,03 0,01 -17,33 -5,4 410 25,82 -0,49 0,03 0,02 -16,33 -4,4 404 25,63 -0,4 0,03 0,01 -13,33

-3 413 25,91 -0,24 0,02 0,01 -12 -2,1 397 25,41 -0,16 0,02 0 -8 -1,1 395 25,34 -0,06 0,02 0 -3 -0,1 399 25,47 0,02 0,01 0 2 1,3 390 25,18 0,15 0,02 -0,01 7,5 2,4 395 25,34 0,27 0,02 -0,01 13,5 3,9 390 25,18 0,43 0,03 -0,02 14,33 5,4 380 24,86 0,62 0,04 -0,02 15,5 6,4 384 24,99 0,67 0,04 -0,02 16,75 7,5 376 24,72 0,78 0,05 -0,02 15,6 8,8 374 24,66 0,89 0,07 -0,03 12,71

10,1 365 24,36 1,01 0,09 -0,03 11,22 11,5 354 23,99 1,07 0,15 -0,05 7,13 12,6 354 23,99 1,11 0,18 -0,05 6,17 14,5 331 23,2 1,15 0,26 -0,1 4,42 15,7 341 23,55 1,17 0,31 -0,11 3,77 17,7 314 22,59 1,25 0,4 -0,14 3,12

19 309 22,41 1,26 0,45 -0,14 2,8 20 308 22,38 1,24 0,49 -0,16 2,53




259




-0,8

-0,6

-0,4

-0,2

0

0,2

0,4

0,6

0,8

1

1,2

1,4

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

άντω

σης

CL


Γράφημα CL

0

0,1

0,2

0,3

0,4

0,5

0,6

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

οπισ

θέλκ

ουσα

ς CD


Γράφημα CD



260




-0,2

-0,15

-0,1

-0,05

0

0,05

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Στιγ

μιαί

ος σ

υντε

λεστ

ής ρ

οπής

CM


Γράφημα CM

-20

-15

-10

-5

0

5

10

15

20

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

άντω

σης

/συν

τελε

στής

οπ

ισθέ

λκου

σας

CL/C

D





261




262


Πίνακας 8.14


Γωνί

α

Πίεσ

η

Ταχύ

τητα

αέρ

α

Συντ

ελεσ

τή ά

ντω

σης,

C

L Συντ

ελεσ

τή

οπισ

θέλκ

ουσα

ς, C

D

Στιγ

μιαί

ος σ

υντε

λεστ

ής

ροπ

ής C

M

Συν.

Άντ

ωση

ς / Σ

υν.

οπισ

θέλκ

ουσα

ς ,

C

L

/ C D

(μοίρες) (Pa) (m,s-1) -5,2 599 31,21 -0,44 0,03 0,02 -14,67 -3,6 590 30,97 -0,29 0,02 0 -14,5 -1,8 564 30,28 -0,11 0,01 0 -11 -0,6 566 30,33 -0,03 0,01 0 -3 0,6 559 30,15 0,1 0,01 -0,01 10 2,1 560 30,17 0,25 0,02 -0,01 12,5 3,8 542 29,68 0,44 0,02 -0,02 22 4,9 537 29,55 0,58 0,03 -0,02 19,33 6,2 530 29,35 0,71 0,04 -0,02 17,75 7,6 540 29,63 0,81 0,05 -0,03 16,2 9,8 518 29,02 0,99 0,1 -0,04 9,9

10,6 517 28,99 1,05 0,1 -0,04 10,5 12,1 496 28,4 1,1 0,18 -0,07 6,11 13,3 487 28,14 1,21 0,21 -0,07 5,76 14,8 483 28,02 1,17 0,28 -0,1 4,18 15,6 477 27,85 1,2 0,32 -0,11 3,75 17,3 453 27,14 1,23 0,39 -0,13 3,15 18,3 461 27,38 1,21 0,42 -0,14 2,88 18,9 450 27,05 1,23 0,45 -0,15 2,73 20,5 444 26,87 1,22 0,51 -0,18 2,39




263




-0,6

-0,4

-0,2

0

0,2

0,4

0,6

0,8

1

1,2

1,4

0 5 10 15 20 25Συντ

ελεσ

τής

άντω

σης

CL


Γράφημα CL

0

0,1

0,2

0,3

0,4

0,5

0,6

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

οπισ

θέλκ

ουσα

ς CD


Γράφημα CD



264




-0,2

-0,15

-0,1

-0,05

0

0,05

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Στιγ

μιαί

ος σ

υντε

λεστ

ής ρ

οπής

CM


Γράφημα CM

-20

-15

-10

-5

0

5

10

15

20

25

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

άντω

σης

/Συν

τελε

στής

οπ

ισθέ

λκου

σας

(CL/

CD)


Γράφημα (CL/CD)



265




266


Πίνακας 8.15


Γωνί

α

Πίεσ

η

Ταχύ

τητα

αέρ

α

Συντ

ελεσ

τή

άντω

σης,

C L

Συντ

ελεσ

τή

οπισ

θέλκ

ουσα

ς, C

D

Στιγ

μιαί

ος

συντ

ελεσ

τής

ροπ

ής C

M

Συν.

Άντ

ωση

ς /

Συν.

οπ

ισθέ

λκου

σας

,

C

L /

C D

(μοίρες) (Pa) (m,s-1) -5,4 694 33,61 -0,66 0,04 0,01 -16,5 -4,6 678 33,22 -0,56 0,03 0,01 -18,67 -3,6 689 33,49 -0,47 0,03 0,01 -15,67 -2,6 685 33,39 -0,39 0,03 0,01 -13 -1,5 704 33,85 -0,28 0,02 0,01 -14 0,1 677 33,2 -0,13 0,01 0 -13 1,3 661 32,8 -0,02 0,01 0 -2 2,4 658 32,73 0,08 0,01 0 8 3,8 654 32,63 0,21 0,02 -0,01 10,5 4,8 652 32,58 0,33 0,02 -0,01 16,5 5,9 638 32,23 0,45 0,03 -0,01 15 6,5 638 32,23 0,54 0,03 -0,02 18 7,6 627 31,95 0,64 0,03 -0,03 21,33

9 616 31,67 0,79 0,04 -0,03 19,75 10,6 627 31,95 0,94 0,06 -0,03 15,67 11,8 609 31,49 0,99 0,08 -0,03 12,38 12,7 600 31,25 1,06 0,11 -0,04 9,64 14,2 590 30,99 1,12 0,16 -0,06 7 15,2 570 30,46 1,16 0,2 -0,08 5,8 16,2 574 30,57 1,1 0,24 -0,09 4,58 17,3 557 30,11 1,22 0,31 -0,12 3,94 18,4 538 29,59 1,17 0,35 -0,12 3,34 19,6 526 29,26 1,21 0,4 -0,14 3,02 20,4 532 29,43 1,17 0,42 -0,15 2,79




267




-1

-0,5

0

0,5

1

1,5

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

άντω

σης

CL


Γράφημα CL

00,05

0,10,15

0,20,25

0,30,35

0,40,45

0,5

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

οπισ

θέλκ

ουσα

ς CD


Γράφημα CD



268




-0,18

-0,16

-0,14

-0,12

-0,1

-0,08

-0,06

-0,04

-0,02

0

0,02

0,04

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Στιγ

μιαί

ος σ

υντε

λεστ

ής ρ

οπής

CM


Γράφημα CM

-25

-20

-15

-10

-5

0

5

10

15

20

25

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

Άντω

σης

/Συν

τελε

στής

οπ

ισθέ

λκου

σας

(CL/

CD)


Γράφημα (CL/CD)



269




270


8.5.4 Αεροπλάνο Boeing 767 σε κλίμακα 1:560

Σχήμα 8.14- Το αεροπλάνο Boeing 767 τοποθετημένο στην αεροσήραγγα ( είναι τοποθετημένο ανάποδα μόνο για

την φωτογραφία).



271


Στο μοντέλο αυτό πήραμε τις ίδιες μετρήσεις με την αεροτομή σε πέντε διαφορετικές ταχύτητες αλλάζοντας τις μοίρες ,θέλοντας να δούμε και την προσγείωση και την απογείωση . Οι παράμετροι που εμφανίζονται στον παρακάτω πίνακα παραμένουν σταθεροί σε όλη τη διάρκεια των μετρήσεων πάνω στο αεροπλάνο.


Ύψ

ος

Ατμ

οσφ

αιρι

κή

θερμ

οκρα

σία

Ατμ

οσφ

αιρι

κό

βαρο

μετρ

ικό

Ατμ

οσφ

αιρι

κή

πίε

ση

Πλά

τος

αερο

τομή

ς

Μήκ

ος

αερο

τομή

ς

(mm) (οc) (mbar) (kg,m-3) (mm) (mm)

200 20.4 1035 1.23 200 193

Παρακάτω φαίνονται τα αποτελέσματα των μετρήσεων.



272


Πίνακας 8.17

Μετρήσεις αεροπλάνου Boeing 767 στα 15 (m.s-1) μεταβάλλοντας την γωνία πρόσπτωσης .

Γωνί

α

Πίε

ση

Ταχύ

τητα

αέρ

α

Συντ

ελεσ

τή ά

ντω

σης,

C L

Συντ

ελεσ

τή

οπισ

θέλκ

ουσα

ς, C

D

Στιγ

μιαί

ος σ

υντε

λεστ

ής

ροπ

ής C

M

Συν.

Άντ

ωση

ς / Σ

υν.

οπισ

θέλκ

ουσα

ς ,

C

L /

C D

(μοίρες) (Pa) (m,s-1)

-6,9 147 15,5 -1,4 0,07 0,01 -20 -5,4 146 15,4 -1 0,07 0,01 -14,2 -4,4 143 15,3 -1,2 0,06 0,01 -20 -3,1 152 15,7 -0,8 0,06 0 -13,3 -1,8 146 15,4 -0,2 0,06 0 -3,33 -0,8 145 15,4 -0,2 0,05 -0,01 -4 0,1 145 15,4 -0,2 0,05 -0,01 -4 1,7 144 15,3 0 0,04 -0,01 0 3,1 147 15,5 0,2 0,04 -0,02 5 4,7 148 15,5 0,4 0,06 -0,02 6,66 5,7 147 15,5 0,8 0,07 -0,02 11,41 6,8 142 15,2 0,6 0,08 -0,02 7,5

8 143 15,3 0,8 0,1 -0,02 8 9,1 141 15,2 0,8 0,11 -0,01 7,27

10,5 144 15,3 1,2 0,13 -0,02 9,23 11,2 147 15,5 0,6 0,14 -0,01 4,28

12 143 15,3 1,2 0,16 -0,03 7,5 13,4 143 15,3 1,2 0,19 -0,03 6,31 14,5 143 15,3 1,2 0,21 -0,02 5,71 15,7 147 15,5 1,2 0,23 -0,02 5,21 16,8 144 15,3 1,2 0,25 -0,04 4,8 18,4 149 15,6 1,2 0,27 -0,04 4,44 19,8 145 15,4 1,4 0,3 -0,03 4,66 20,7 143 15,3 1,6 0,32 -0,04 5

Στα παρακάτω Γραφήματα φαίνεται η συμπεριφορά του αεροπλάνου .



273


Γράφημα 8.35 συντελεστή άντωσης με γωνία πρόσπτωσης για το αεροπλάνο Boeing 767 400 AR στα 15 m.s-1

Γράφημα 8.36 συντελεστή οπισθέλκουσας με γωνία πρόσπτωσης για το αεροπλάνο Boeing 767 400 AR στα 15 m.s-1

-2

-1,5

-1

-0,5

0

0,5

1

1,5

2

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

άντω

σης

(CL)

Γωνία(μοίρες)

Γράφημα CL

0

0,05

0,1

0,15

0,2

0,25

0,3

0,35

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

οπισ

θέλκ

ουσα

ς


Γράφημα CD



274


Γράφημα 8.37 συντελεστή στιγμιαίας ροπής με γωνία πρόσπτωσης για το αεροπλάνο Boeing 767 400 AR στα 15 m.s-1

Γράφημα 8.38 του λόγου CL/CD με γωνία πρόσπτωσης για το αεροπλάνο Boeing 767 400 AR στα 15 m.s-1

-0,05

-0,04

-0,03

-0,02

-0,01

0

0,01

0,02

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Στυγ

μιαί

ος σ

υντε

λεστ

ής ρ

οπής

(CM

)


Γράφημα CM

-25

-20

-15

-10

-5

0

5

10

15

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

άντω

σης

/ Συ

ντελ

εστή

ς οπ

ισθέ

λκου

σας





275




276


Πίνακας 8.18


Γωνί

α

Πίεσ

η

Ταχύ

τητα

αέρ

α

Συντ

ελεσ

τή

άντω

σης,

C L

Συντ

ελεσ

τή

οπισ

θέλκ

ουσα

ς, C

D

Στιγ

μιαί

ος

συντ

ελεσ

τής

ροπ

ής

CM

Συν.

Άντ

ωση

ς / Σ

υν.

οπισ

θέλκ

ουσα

ς ,

C L

/ C

D


-7 243 19,9 -1,4 0,07 0,02 -20 -5,7 242 19,8 -1,4 0,07 0,01 -20 -4,4 245 19,9 -1 0,05 0,01 -20 -2,9 244 19,9 -1,2 0,06 0,01 -20 -1,1 247 20 -0,6 0,04 0 -15 0,5 245 19,9 -0,2 0,03 0 -6,66 1,6 245 19,9 0 0,03 0,01 0 2,8 245 19,9 0,2 0,05 -0,01 4

5 241 19,8 0,4 0,08 -0,01 5 6,2 254 20,3 0,6 0,09 -0,01 6,66 7,5 242 19,8 0,8 0,1 0,01 8 9,1 246 20 1 0,12 -0,01 8,33

10,2 243 19,9 0,8 0,14 -0,02 5,71 12,1 240 19,7 0,8 0,16 -0,01 5 13,5 246 20 1 0,19 -0,02 5,26 15,2 256 20,4 1 0,22 -0,02 4,54 16,4 245 19,9 1,2 0,24 -0,03 5 18,1 241 19,8 1,4 0,26 -0,03 5,38 19,8 259 20,5 1,2 0,29 -0,04 4,13 21,1 242 19,8 1,4 0,31 -0,04 4,51

Στα παρακάτω γραφήματα βλέπουμε τη συμπεριφορά του αεροπλάνου.



277


Γράφημα 8.40 συντελεστή άντωσης με γωνία πρόσπτωσης για το αεροπλάνο Boeing 767 400 AR στα 20 m.s-1


-2

-1,5

-1

-0,5

0

0,5

1

1,5

2

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

άντω

σης


Γράφημα CL

0

0,05

0,1

0,15

0,2

0,25

0,3

0,35

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

οπισ

θέλκ

ουσα

ς CM


Γράφημα CD



278




-0,05

-0,04

-0,03

-0,02

-0,01

0

0,01

0,02

0,03

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Στυγ

μιαί

ος σ

υντε

λεστ

ής ρ

οπής

CM


Γράφημα CM

-25

-20

-15

-10

-5

0

5

10

15

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

άντω

σης

/ Συ

ντελ

εστή

ς οπ

ισθέ

λκου

σας

CL/C

D





279




280


Πίνακας 8.19


Γωνί

α

Πίεσ

η

Ταχύ

τητα

αέρ

α

Συντ

ελεσ

τή ά

ντω

σης,

C

L Συντ

ελεσ

τή

οπισ

θέλκ

ουσα

ς, C

D

Στιγ

μιαί

ος σ

υντε

λεστ

ής

ροπ

ής C

M

Συν.

Άντ

ωση

ς / Σ

υν.

οπισ

θέλκ

ουσα

ς ,

C

L

/ C D


-5,9 393 25,3 -1,6 0,08 0,03 -20 -4,3 405 25,7 -1,2 0,07 0,02 -17,14 -2,9 398 25,4 -0,6 0,07 0,02 -8,57 -1,5 391 25,2 -1 0,05 0,01 -20 -0,1 391 25,2 -0,7 0,04 0 -17,5

1 405 25,7 -0,5 0,04 0 -12,5 1,9 393 25,3 0,1 0,04 -0,01 2,5 3,3 393 25,3 0,2 0,05 -0,01 4 5,1 391 25,2 0,6 0,07 -0,01 8,57 6,4 391 25,2 0,8 0,08 -0,02 10 7,4 396 25,4 0,6 0,11 -0,01 5,45 8,3 390 25,2 0,6 0,13 -0,02 4,61 9,8 392 25,2 0,8 0,14 -0,03 5,71

11,8 389 25,1 1,2 0,15 -0,02 8 13,1 392 25,2 1,2 0,18 -0,03 6,66 14,2 403 25,6 1 0,21 -0,03 4,76 16,1 418 26,1 1,2 0,25 -0,03 4,8

18 400 25,5 1,4 0,28 -0,04 5 18,9 394 25,3 1,2 0,29 -0,04 4,13 20,6 385 25 1,4 0,33 -0,05 4,24




281


Γράφημα 8.45 συντελεστή άντωσης με γωνία πρόσπτωσης για αεροπλάνο Boeing 767 400 AR στα 25 m.s-1


-2

-1,5

-1

-0,5

0

0,5

1

1,5

2

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

άντω

σης

CL


Γράφημα CL

0

0,05

0,1

0,15

0,2

0,25

0,3

0,35

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

οπισ

θέλκ

ουσα

ς CD


Γράφημα CD



282




-0,06

-0,05

-0,04

-0,03

-0,02

-0,01

0

0,01

0,02

0,03

0,04

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Στυγ

μιαί

ος σ

υντε

λεστ

ής ρ

όπής

CM


Γράφημα CM

-25

-20

-15

-10

-5

0

5

10

15

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

άντω

σης

/ Συ

ντελ

εστή

ς οπ

ισθέ

λκου

σας

CL/C

D


CL/CD



283




284


Πίνακας 8.20

Μετρήσεις αεροπλάνου Βoeing 767 στα 30 (m.s-1) μεταβάλλοντας την γωνία πρόσπτωσης .

Γωνί

α

Πίεσ

η

Ταχύ

τητα

αέρ

α

Συντ

ελεσ

τή ά

ντω

σης,

C

L Συντ

ελεσ

τή

οπισ

θέλκ

ουσα

ς, C

D

Στιγ

μιαί

ος σ

υντε

λεστ

ής

ροπ

ής C

M

Συν.

Άντ

ωση

ς / Σ

υν.

οπισ

θέλκ

ουσα

ς ,

C

L

/ C D


-5,8 560 30,2 -1,4 0,08 0 -17,5 -4,8 559 30,2 -1,2 0,07 0,02 -17,14 -3,9 572 30,5 -1 0,05 0,01 -20 -2,6 568 30,4 -1 0,05 0,01 -20 -1,4 570 30,4 -0,6 0,04 0 -15 -0,1 569 30,4 -0,4 0,04 0,01 -10 1,5 564 30,3 -0,2 0,04 0 -5 2,5 584 30,8 0 0,04 -0,02 0 3,4 559 30,2 0,2 0,04 -0,01 5 5,4 559 30,2 0,6 0,08 -0,01 7,5 6,5 557 30,1 0,6 0,1 -0,02 6 7,7 553 30 0,8 0,11 -0,02 7,273 9,2 558 30,1 1 0,12 -0,03 8,33

10,4 551 29,9 0,8 0,13 -0,02 6,12 11,5 574 30,6 1 0,15 -0,03 6,67 12,8 547 29,8 1 0,16 -0,03 6,25 14,5 556 30,1 1,2 0,21 -0,03 5,77 15,8 551 29,9 1,2 0,25 -0,04 4,8

18 548 29,9 1,2 0,27 -0,03 4,44 19,2 577 30,6 1,2 0,29 -0,04 4,13 20,5 554 30 1,2 0,31 -0,05 3,87




285




-2

-1,5

-1

-0,5

0

0,5

1

1,5

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

άντω

σης

CL


Γράφημα CL

0

0,05

0,1

0,15

0,2

0,25

0,3

0,35

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

οπισ

θέλκ

ουσα

ς CD


Γράφημα CD



286




-0,06

-0,05

-0,04

-0,03

-0,02

-0,01

0

0,01

0,02

0,03

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Στυγ

μιαί

ος σ

υντλ

εστή

ς ρο

πής

CM


Γράφημα CM

-25

-20

-15

-10

-5

0

5

10

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

άντω

σης

/ Συ

ντελ

εστή

ς οπ

ισθέ

λκου

σας

CL/C

D


CL/CD



287




288


Πίνακας 8.21


Γωνί

α

Πίεσ

η

Ταχύ

τητα

αέρ

α

Συντ

ελεσ

τή ά

ντω

σης,

C

L Συντ

ελεσ

τή

οπισ

θέλκ

ουσα

ς, C

D

Στιγ

μιαί

ος σ

υντε

λεστ

ής

ροπ

ής C

M

Συν.

Άντ

ωση

ς / Σ

υν.

οπισ

θέλκ

ουσα

ς ,

C

L

/ C D

(μοίρες) (Pa) (m,s-1) -6,7 676 33,16 -1,2 0,07 0,03 -17,14 -5,4 664 32,87 -1,2 0,06 0,02 -20 -3,7 696 33,65 -1 0,05 0,02 -20 -2,8 667 32,94 -1 0,05 0,01 -20 -1,4 688 33,46 -0,8 0,05 0,01 -16 1,4 678 33,21 0 0,05 0 0 3,2 684 33,36 0,4 0,04 -0,01 10 4,2 688 33,46 0,4 0,07 -0,01 5,71 5,4 665 32,89 0,4 0,09 -0,01 4,44 7,2 663 32,84 0,4 0,12 -0,02 3,33 8,6 669 32,99 0,8 0,13 -0,01 6,15 9,9 661 32,79 1 0,14 -0,02 7,14 12 682 33,31 1,2 0,16 -0,02 7,5

13,7 666 32,92 1,2 0,2 -0,03 6 15,3 683 33,33 1,2 0,24 -0,02 5 16,9 671 33,04 1,4 0,26 -0,04 5,38 19,4 663 32,84 1,4 0,31 -0,04 4,53 20,6 657 32,69 1,4 0,34 -0,05 4,11




289




-2

-1,5

-1

-0,5

0

0,5

1

1,5

2

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

άντω

σης

CL


Γράφημα CL

0

0,05

0,1

0,15

0,2

0,25

0,3

0,35

0,4

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

οπισ

θέλκ

ουσα

ς CD


Γράφημα CD



290




-0,06

-0,05

-0,04

-0,03

-0,02

-0,01

0

0,01

0,02

0,03

0,04

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Στυγ

μιαί

ος σ

υντε

λεστ

ής ρ

οπής

CM


Γράφημα CM

-25

-20

-15

-10

-5

0

5

10

15

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

άωτω

σης

/ Συ

ντελ

εστή

ς οπ

ισθέ

λκου

σας

CL/C

D





291




292


8.6 Χρήση της γεννήτριας καπνού

Τέλος λειτουργήσαμε και την γεννήτρια καπνού (AFA10) και τραβήξαμε video τη συμπεριφορά του αεροπλάνου όταν ερχόταν ο καπνός πάνω στο μοντέλο. Είδαμε τους στροβιλισμούς και τη ροη του αέρα καθώς περνούσε με ταχύτητα μπροστά από το αεροπλάνο.

Σχήμα 8.15-Το ακροφύσιο της γεννήτριας καπνού κατά την προετοιμασία πριν τη δοκιμή



293


Για να βγάλουμε το video έπρεπε να καλύψουμε έστω μια πλευρά του τμήματος εργασίας με οτιδήποτε σκουρόχρωμο αντικείμενο βρούμε. Πήραμε και βάλαμε μαύρο χαρτόνι στο πίσω μέρος της ζυγαριά καθώς και στο δάπεδο ,έτσι ώστε να μπορούμε να τραβήξουμε video και από τα πλάγια αλλά και από πάνω .Την καλύψαμε για να κάνει αντίθεση με τον καπνό που είναι λευκός και να φαίνεται καλύτερα η ροή του αέρα .

Σχήμα 8.16- καλυμμένα τα δυο μέρη της αεροσήραγγας με μαύρο χαρτόνι



294


8.7 Συμπεράσματα

Φτάνοντας προς το τέλος την μελέτης μας και αφότου έχουμε πάρει όλα τα αποτελέσματα από την πειραματική διαδικασία ,μπορούμε πλέον να κάνουμε μια πλήρη ανάλυση των συμπερασμάτων μας .

Αρχικά το πρώτο πράγμα που είδαμε , ήταν σε πιο ύψος του τμήματος εργασίας το εύρος των ταχυτήτων έχουν μια σταθερή τιμή .

Στην ταχύτητα των 15 m/s στην είσοδο του τμήματος εργασίας παρατηρούμε ότι από το ύψος 0 έως 20 mm έχουμε μια γρήγορη αύξηση της ταχύτητας ενώ από το ύψος 20 mm και έπειτα σύμφωνα με τους πίνακες των μετρήσεων μας, η ταχύτητα έχει μια σταθεροποίηση και έχει μια πολύ μικρή αυξητική τάση μέχρι τα 80 mm όπου εκεί σταθεροποιείται μέχρι να φτάσει στην μέση του τμήματος εργασίας όπου εκεί έχουμε και της υψηλότερες τιμές .Συνεχίζει σταθερά μέχρι το ύψος τον 250 mm και αρχίζει να μειώνεται σταδιακά με πολύ αργούς ρυθμούς μέχρι τα 28,5 mm όπου αρχίζει μια πιο γρήγορη μείωση της ταχύτητας λόγου του τοιχώματος .

Στο τέλος τoυ τμήματος εργασίας στα 15 m/s παρατηρήσαμε ότι σε σχέση με της μετρήσεις στην είσοδο του τμήματος εργασίας στην ίδια ταχύτητα ,υπάρχει μια γρήγορη σταθεροποίηση που ξεκινά από τα 10 mm έπειτα συνεχίζει με τον ίδιο τρόπο μέχρι τα 80mm με μικρή αύξηση και σταθεροποιείται από εκεί και πέρα μέχρι τα 250 mm που ξεκινά μια μικρή μείωση της ταχύτητας αρχικά και στα 285 mm γίνεται απότομη μείωση της ταχύτητας του αέρα .και εδώ παρατηρούμε ότι της υψηλότερες τιμές της έχουμε στο κέντρο του τμήματος εργασίας .

Στα 25 m/s κατά την είσοδο βλέπουμε ότι επίσης από τα 0 μέχρι τα 10 mm έχουμε μια γρήγορη αύξηση της ταχύτητας του αέρα και μετά σταθεροποιείται μέχρι τα 160 mm όπου έπειτα ξεκινούν μικρά σκαμπανεβάσματα με μικρές αποκλίσεις μέχρι τα 240 mm όπου πάλι σταθεροποιείται μέχρι το τοίχωμα. Σε αυτήν την περίπτωση δεν είδαμε την απότομη μείωση της ταχύτητας στο πάνω άκρο.

Στην έξοδο του τμήματος στην ίδια ταχύτητα βλέπουμε ότι η συμπεριφορά της ταχύτητας του αέρα είναι ίδια με την είσοδο δίχως να έχουμε από τα 160 mm σκαμπανεβάσματα . Η ταχύτητα παραμένει σταθερή μέχρι το ύψος τον 290 mm και έπειτα ξεκινά μια γρήγορη μείωση της ταχύτητα λόγο του πάνω τοιχώματος .Και στην είσοδο όπως και στην έξοδο η μεγαλύτερες ταχύτητες είναι στο κέντρο της αεροσήραγγα .



295


Στην μεγαλύτερη ταχύτητα που πήραμε μετρήσεις δηλαδή στα 35 m/s παρατηρούμε ακόμα ποιο γρήγορη σταθεροποίηση της ταχύτητας του αέρα κατά την είσοδο ,καθώς μόνο από 0 έως 8 mm έχουμε γρήγορη αύξηση και έπειτα σταθεροποιείται μέχρι τα 290 mm έχοντας μικρά σκαμπανεβάσματα στα 50 καθώς στα 160 mm με όλο το υπόλοιπο σχεδόν σταθερό και μετά τα 290 mm έχουμε απότομη μείωση της ταχύτητας λόγο του άνω τοιχώματος.

Τέλος στην έξοδο τον 35 m/s έχουμε την ίδια σύντομη αύξηση ταχύτητας από 0 μέχρι 80 mm και έπειτα η τιμές είναι σταθερές μέχρι το ύψος τον 290 mm με τα ίδια σκαμπανεβάσματα όπως και στην είσοδο αλλά με την διάφορα ότι μετά το ύψος τον 290 mm έχουμε απότομη μείωση της ταχύτητας του αέρα . Στην είσοδο όσο και στην έξοδο οι μεγαλύτερες τιμές ήταν περίπου στο κέντρο του τμήματος εργασίας.

Από τους πίνακες σε όλες της ταχύτητες αέρα καταλήξαμε ότι ,το εύρος των τιμών έχει μικρά σκαμπανεβάσματα από το ύψος τον 10 mm μέχρι το ύψος τον 290 mm.Βεβαία για ακόμα ποιο ακριβής μέτρηση θα έχουμε εκεί που οι τιμές είναι σχεδόν ίδιες και στης τρεις διαφορετικές ταχύτητες ,δηλαδή από το ύψος τον 80 mm μέχρι τα 220 mm που οι αποκλίσεις είναι μηδαμινές . Το ίδιο ακριβώς ισχύει και στον οριζόντιο άξονα καθώς το τμήμα εργασίας είναι τετραγωνικής διατομής ,έτσι σε όλα τα μοντέλα που τοποθετήσαμε στην αεροσήραγγα , το πιτοστατικό το βάλαμε σε ύψος 200 mm από το κάτω τοίχωμα.

Επίσης συγκρίναμε την απλή σφαίρα με την σφαίρα με ανώμαλη επιφάνεια ως προς την οπισθέλκουσα τους ,το συμπέρασμα ήταν ότι στην απλή σφαίρα η ροη είναι στρωτή ενώ στην σφαίρα με τα λακκάκια είναι τυρβώδης . Το οριακό στρώμα σχηματίζεται στο μπροστινό σημείο ανακοπής και είναι κατά κανόνα στρωτό .Στο στρωτό οριακό στρώμα(απλή σφαίρα) εμφανίζεται μια αντίθετη κλίση πίεσης που προκαλεί αποκόλληση ποιο εύκολα από ότι στην τυρβώδη ροή , λόγο του μικρού μεγέθους της ορμής που εισέρχεται στο στρώμα . Η αποκόλληση εμφανίζεται στο στρωτό οριακό στρώμα που σχηματίζει κατά μήκος της λείας επιφάνειας και προξενεί μια πολύ μεγάλη ολκό με μεγάλη τριβή . Ενώ η σφαίρα με τα λακκάκια που η μύτη της είναι τραχιά προκαλεί μια γρήγορη μετάβαση σε τυρβώδες οριακό στρώμα προτού εμφανιστεί η αποκόλληση . Η μεγάλη μεταφορά ορμής στο τυρβώδες οριακό στρώμα καθυστερεί την δημιουργία της αποκόλλησης και έτσι η ολκός είναι σημαντικά μικρότερη , με αποτέλεσμα η ολική οπισθέλκουσα να είναι μικρότερη από την ολική οπισθέλκουσα της απλής σφαίρας.



296


ΓΡΑΦΗΜΑ 8.60 Απλή σφαίρα και σφαίρα με ανώμαλη επιφάνεια πειραματικές και θεωρητικές τιμές

Στο παραπάνω γράφημα βλέπουμε τις πειραματικές και τις θεωρητικές τιμές στο ίδιο γράφημα καθώς και τις αποκλίσεις που έχουμε.

0

0,2

0,4

0,6

0,8

1

1,2

0 5 10 15 20 25 30 35 40

Συντ

ελεσ

τής

άντω

σης

CD


Απλή σφαίρα Π

Απλή σφαίρα Θ

Σφαίρα με ανώμαλη επιφάνεια Π Σφαίρα με ανώμαλη επιφάνεια Θ Poly. (Απλή σφαίρα Π)

Poly. (Απλή σφαίρα Θ)



297


Το προτελευταίο μοντέλο της μελέτης μας ήταν η αεροτομή NACA 0012. Σε αυτό το μοντέλο είδαμε την συμπεριφορά του σε 5 διαφορετικές ταχύτητες αλλάζοντας την κλίση του από -5 έως 20 .Παρατηρήσαμε τους συντελεστές (άντωσης, οπισθέλκουσας ,στιγμιαίας ροπής και του λόγου άντωσης / οπισθέλκουσας ) ανάλογα με την κλίση και την ταχύτητα .

Στον συντελεστή άντωσης παρατηρούμε ότι σε όλες της ταχύτητες όσο αυξάνεται η κλίση αυξάνεται και ο συντελεστής άντωσης με την ίδια ομοιόμορφη αύξηση σχηματίζοντας μια ομαλή αύξουσα καμπύλη. Επίσης όσο αυξάνεται η ταχύτητα του αέρα έχουμε και μια μικρή αύξηση των τιμών του συντελεστή άντωσης CL σε όλο το εύρος του.

Στον συντελεστή οπισθέλκουσας παρατηρούμε ότι επίσης έχουμε τις ίδιες τιμές του σε όλες τις ταχύτητες .Βλέπουμε ότι ο συντελεστής οπισθέλκουσας στης 0 τείνει να πλησιάσει το μηδέν. Φαίνεται ξεκάθαρα ότι όσο η κλίση απομακρύνεται από το μηδέν τόσο αυξάνεται ο συντελεστής οπισθέλκουσας ανάλογα με την γωνία πρόσπτωσης .

Ο συντελεστής στιγμιαίας ροπής μας δείχνει ότι οι τιμές του είναι αντιστροφές τον μοιρών ,(έχοντας αρνητική γωνία έχουμε θετικό συντελεστή στιγμιαίας ροπής ενώ όταν έχουμε θετική γωνία ο συντελεστής είναι αρνητικός ,ενώ οι τιμές του είναι σχεδόν ίδιες απλά με διαφορετικό πρόσημο ). Εύκολα διακρίνεται ότι όταν η γωνία είναι μηδέν τείνει και ο συντελεστής να φτάσει το μηδέν .Οι τιμές έχουν το ίδιο εύρος σε όλες της ταχύτητες ,έχοντας μικρά σκαμπανεβάσματα .

Τελευταίο έχουμε τον λόγο CL/CD συντελεστής άντωσης / συντελεστής οπισθέλκουσας . Οι τιμές αυτές μας έφεραν το επιθυμητό αποτέλεσμα .Παρατηρούμε ότι από τις -4 έως τις 8 περίπου έχουμε αύξηση των τιμών του συντελεστή ενώ από εκεί και πέρα όταν ξεπερνά τις 8 έχουμε αρχικά μια αισθητή πτώση που όσο αυξάνονται οι μοίρες αυξάνεται και η πτώση ενώ στην αρνητική γωνία πρόσπτωσης όταν ξεπερνά τις -4 ο λόγος αυξάνει σταδιακά της τιμές του.



298


Σχήμα 8.17- είναι το γράφημα του κατασκευαστή της TQ Της αεροτομής στα 33 m/s

Τέλος από το σχήμα 8.17 βλέπουμε ότι οι μετρήσεις μας έχουν μια πολύ μικρή απόκλιση από της μετρήσεις του κατασκευαστή στην αεροτομή NACA. Αυτές οι μικρές αποκλίσεις μπορεί να προέρχονται από τον εργαστηριακό χώρο ,την θερμοκρασία ,το βαρομετρικό κ.τ.λ. Παρατηρούμε ότι και σε εμάς η αεροτομή naca έδειξε ίδια συμπεριφορά όποτε αποκλείουμε την περίπτωση λανθασμένων μετρήσεων(της μετρήσεις της πήραμε δυο φορές για επαλήθευση). Στην επομένη σελίδα μπορούμε να δούμε καλύτερα την διάφορα θεωρητικών και πειραματικών τιμών στο γράφημα 8.61 που σχεδιάσαμε .



299




300


Το τελευταίο μοντέλο είναι το αεροπλάνο τύπου Boeing 767 όπου κάναμε το ίδιο πείραμα όπως και την αεροτομή NACA πιο πάνω, αλλάζοντας την γωνία πρόσπτωσης για πέντε διαφορετικές ταχύτητες .

Ο συντελεστής άντωσης βλέπουμε ότι μένει σταθερός σε όλο το εύρος τον ταχυτήτων με κάποιες μικρές αποκλίσεις, όπου στις αρνητικές γωνιές ο συντελεστής παίρνει αρνητικές τιμές ενώ όσο αυξάνονται οι μοίρες παίρνει θετικές τιμές με σταθερή αύξηση . Βλέποντας την διακύμανση του συντελεστή βλέπουμε και τις κλίσεις που πρέπει να παίρνει το αεροπλάνο για πιο γρήγορη αλλαγή του ύψους πτήσης στην απογείωση καθώς και στην προσγείωση .

βλέπουμε ότι οι τιμές του πειράματος μας έχουν περίπου το ίδιο εύρος με μια μικρή απόκλιση . Αυτό μπορεί να οφείλεται σε ταλάντωση των φτερών λόγου του ότι είναι κατασκευασμένο σε πολύ μικρή κλίμακα και είναι πολύ λεπτά καθώς και στην τραχύτητα του μοντέλου.

Επίσης παρατηρούμε σύμφωνα με το παρακάτω γράφημα ότι οι πειραματικές τιμές μας είναι ανάμεσα στης θεωρητικές τιμές ενός πραγματικού μοντέλου και στης θεωρητικές τιμές ενός μοντέλου σε αεροσήραγγα. Αυτό φαίνεται στο παρακάτω (γράφημα 8.62) που κατασκευάσαμε.



301


Γράφημα 8.62

Θεωρητικές και πειραματικές τιμές του συντελεστή άντωση καθώς και τιμές από μοντέλο αεροπλάνου σε αεροσήραγγα.

Στον συντελεστή οπισθέλκουσας παρατηρούμε ότι στις 0 έως 4 έχουμε τις χαμηλότερες τιμές της οπισθέλκουσας λόγου του ότι είναι σχεδιαζόμενο να διασχίζει τον αέρα κατά την πορεία του σε αυτήν την κλίση , ενώ στις αρνητικές όσο και στις θετικές μοίρες βλέπουμε ότι υπάρχει μια αύξηση της οπισθέλκουσας με το ίδιο βήμα αύξησης ,

Βγάζουμε το ίδιο συμπέρασμα, λόγω της μεγάλης κλίμακας υπάρχει ταλάντωση των φτερών και έτσι έχουμε μια απόκλιση των θεωρητικών με των πειραματικών τιμών . Επίσης μπορεί να επηρεάζει και η μικρή ταχύτατα (έως 36 m/s) του αέρα που δουλέψαμε στο πείραμα μας .

Η σύγκριση των πειραματικών με τον θεωρητικών τιμών στον συντελεστή οπισθέλκουσας μπορεί να γίνει στο παρακάτω γράφημα (8.63) που κατασκευάσαμε για να φαίνονται καλύτερα οι αποκλίσεις .

-2

-1,5

-1

-0,5

0

0,5

1

1,5

2

2,5

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

άντω

σης

CL


CL Πειραματικό

CL Θ αεροσήραγγας

CL Θεωρίτικο



302


Γράφημα 8.63

Θεωρητικές και πειραματικές τιμές του συντελεστή οπισθέλκουσας CD

Στον συντελεστή στιγμιαίας ροπής βλέπουμε ότι όσο αυξάνεται η ταχύτητα οι τιμές του συντελεστή μειώνονται ,φτιάχνοντας μια φθίνουσα καμπύλη με της τιμές του . Αυτό είναι και το αναμενόμενο αφού όσο αυξάνονται η μοίρες η γωνία πρόσκρουσης του αέρα τείνει προς την καθετότητα με το μοντέλο, αυξάνοντας αρνητικά την ροπή στρέψης .

0

0,05

0,1

0,15

0,2

0,25

0,3

0,35

0,4

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Συντ

ελεσ

τής

οπισ

θέλκ

ουσα

ς CD


CD Π

CD Θ



303


Το τελικό μας συμπέρασμα είναι ότι οι αποκλίσεις που έχουμε είναι πολύ μικρές σε σχέση με τις θεωρητικές τιμές. Βλέπουμε επίσης ότι το αεροσκάφος σε σχέση με τα υπόλοιπα μοντέλα μας έδωσε μεγαλύτερη απόκλιση στα αποτελέσματα . Οι λόγοι που οφείλεται αυτό είναι :

1) Τραχύτητα του μοντέλου λόγο εκτύπωσης (όσο καλή και να είναι η εκτύπωση δεν μπορεί να γίνει τόσο λείο όσο και το πραγματικό μοντέλο .

2) Μικρή κλίμακα κατασκευής ως αποτέλεσμα να έχουμε ταλαντώσεις .

3) Σταθερή βάση στην άτρακτο του αεροπλάνου δυσκολεύοντας τις μετρήσεις στις γωνίες κλίσης .

4) Αδυναμία του προγράμματος του συστήματος να εισαχθεί η πραγματική επιφάνεια του μοντέλου του αεροσκάφους που περιλαμβάνει πτέρυγες ,άτρακτο και πτερύγια .

5) Έχουμε διαφορετικό υλικό κατασκευής. Το μοντέλο μας είναι φτιαγμένο από πολυπροπιλένιο σε αντίθεση με το πραγματικό μοντέλο που αποτελείται: 1) 50% συνθετικά υλικά 2) 20% αλουμίνιο 3) 15%τιτάνιο 4) 10% χάλυβα 5) 5% άλλο υλικό

Στα δυο παραπάνω σχήματα έχουμε της πειραματικές τιμές παρόμοιου αεροσκάφους που πραγματοποίησαν πείραμα σε αεροσήραγγα . Συμφώνα με τα δικά μας γραφήματα παρατηρούμε ότι και στης δυο περιπτώσεις οι τιμές κυμαίνονται στο ίδιο μήκος κύματος .

Συμφώνα με τα δικά μας αποτελέσματα επιβεβαιώσαμε επίσης ότι πάνω σε μια αεροσήραγγα μπορούμε να πάρουμε τις σωστές τιμές αν λάβουμε υπόψιν όλους τους παράγοντες που επηρεάζουν.



304




305

ΒΙΒΛΙΟΓΡΑΦΙΑ

ΒΙΒΛΙΑ

1. Γεωργίου Ανδ. Γεωργαντόπουλου ,Δ.1982 . Στοιχεία αεροδυναμικής

2. εκδόσεις Φούντας , Δ.1964. μηχανική ρευστών

ΔΙΑΔΙΚΤΥΟ

1. http://en.wikipedia.org/wiki/Boeing_767 2. http://en.wikipedia.org/wiki/Computer-aided_design 3. http://en.wikipedia.org/wiki/3D_printing

4. http://en.wikipedia.org/wiki/3D_modeling

5 http://en.wikipedia.org/wiki/3D_scanner7

6 . http://www.tecquipment.com/Sitemap.aspx

7. http://www.boeing.com

8. http://www.aerospaceweb.org/question/aerodynamics/q0184.shtml

9. http://www.stratasys.com/materials

ΣΥΜΕΙΩΣΕΙΣ

Χρήστος Κελεμένης Τ.Ε.Ι Καβάλας, Δ. 2010, Μάθημα Μηχανική αεροσκαφών –εφαρμογές αεροδυναμικής.

http://en.wikipedia.org/wiki/Boeing_767

http://en.wikipedia.org/wiki/Computer-aided_design

http://en.wikipedia.org/wiki/3D_printing

http://en.wikipedia.org/wiki/3D_modeling

http://en.wikipedia.org/wiki/3D_scanner7

http://www.tecquipment.com/Sitemap.aspx

http://www.boeing.com/

http://www.aerospaceweb.org/question/aerodynamics/q0184.shtml

ΣΧΕΔΙΑΣΜΟΣ ΚΑΙ ΜΕΛΕΤΗ ΑΕΡΟΔΥΝΑΜΙΚΗΣ ...

Documents

Transcript of ΣΧΕΔΙΑΣΜΟΣ ΚΑΙ ΜΕΛΕΤΗ ΑΕΡΟΔΥΝΑΜΙΚΗΣ ...