4. Ravnoteža, upravljivost i stabilnost 4.1. Ravnoteža zrakoplova Prije nego se prijeđe na razmatranje stabilnosti i upravljivosti zrakoplova razmotrit će se problematika ravnoteže odnosno uravnoteženja sila koje djeluju na zrakoplov. Kod razmatranja horizontalnog leta kao temeljni uvjet bit će istaknuta ravnoteža sila koje djeluju na zrakoplov u horizontalnom letu. No ako se svaka od sila razmotri pojedinačno nameće se zaključak da to baš i nije jednostavan i lako ostvariv uvjet. Najprije uzgon. Hvatište sile uzgona je središte potiska koji će ovisiti o položaju krila na trupu, i još k tome središte potiska se premješta1 u ovisnosti o napadnom kutu. I dakako obično je taj pomak u neželjenom smjeru; ukoliko se primjerice poveća napadni kut s pomicanjem središta potiska povećat će se i propinjući moment oko težišta što će opet povećati napadni kut itd. Zatim težina. Hvatište sile teže je u težištu zrakoplova položaj kojega ovisi o masi zrakoplova i o rasporedu masa u i na zrakoplovu. Težište je u pravilu također pomična točka jer tijekom leta se troši gorivo, odbacuju bombe i sl. što samo usložnjava problem. Ostali su još potisak koji je određen položajem motora ili konstrukcijskim ograničenjima s obzirom na položaj elise, udaljenost od tla, sigurnost konstrukcije itd., i otpor koji ovisi o svakom pojedinom dijelu zrakoplova. Najbolje uravnoteženje svih nabrojanih sila bilo bi koncentrirati ih u jednoj točki, no kako je već spomenuto to je neizvedivo jer se hvatišta sila pomiču. K tome još položaj hvatišta sile uzgona iza težišta zrakoplova ima određene prednosti. Ovakav položaj središta potiska uzrokuje spuštajući moment koji će u slučaju prestanka rada motora zrakoplova oboriti nos istoga i dovesti ga u položaj za jedrenje dok bi u suprotnom slučaju uzgon izazvao propinjući moment što bi vrlo brzo dovelo do gubitka uzgona i prevlačenja zrakoplova.

Crtež 67: Središte potiska iza težišta

1 U ranijoj raspravi je baš nestalnost položaja središta potiska istaknuta kao njegova glavna mana u proračunima, tako da se uglavnom u novije vrijeme pribjegava uporabi aerodinamičkog središta. Prijelaz je relativno jednostavan: pretpostavi se da sila uzgona ima hvatište u aerodinamičkom središtu (što je za male napadne kutove i točno) i još ukljući moment koji ta sila u svom pravom hvatištu ima oko aerodinamičkog središta. Radi boljeg zora mi ćemo se nastaviti služiti središtem potiska.

U slučaju da je središte potiska iza težišta zrakoplova za uravnoteženje ovog spuštajućeg momenta moguće rješenje je sila otpora iznad potiska odnosno vučne sile.

Crtež 68: Crta otpora iznad crte potiska

Ovako riješenje može konstruktorima predstavljati pravi izazov jer postavljanje pogonske grupe nisko ukoliko je riječ o pogonskoj grupi sa elisom može biti vrlo problematično ako ne i nemoguće. Problem je i sa otporom jer primjerice kod zrakoplova s fiksnim stajnim trapom crta otpora je ispod crte potiska što izaziva obrušavajući moment. U tom se slučaju središte potiska može postaviti ispred težišta no to će, kako je već navedeno imati loš učinak u slučaju otkaza motora.

Crtež 69: Crta otpora ispod crte potiska Dakle gdje je to moguće valja uspostaviti ravnotežu spomenutih četriju sila kako je dano nas slici,

Crtež 70: Ravnoteža sila

a gdje nije valja naći neko pomočno riješenje. To pomočno riješenje najčešće je horizontalni rep. Budući se nalazi na dovoljnoj udaljenosti od težišta sila na njemu ne mora biti velika da bi se uravnotežio moment krila. Kod zrakoplova kod kojih se četiri glavne sile mogu međusobno uravnotežiti horizontalni rep je pričuva. Na njemu se tijekom uravnoteženog horizontalnog leta ne smiju javljati nikakve sile . Na velikim brzinama kad je napadni kut krila mali središte potiska se pomiče unazad tako da se javlja obrušavajući moment. Sada horizontalni rep mora dati silu na dolje koja će izazvati suprotni moment. Na malim brzinama odnosno velikim napadnim kutevima kada se središte potiska pomiće naprijed

horizontalni rep mora izazvati silu na gore kako bi se ugasio propinjući moment zrakoplova.

Crtež 71: Ravnotežna sila repa: a) uzgon iza težine; b) uzgon ispred težine U opisanom slučaju, budući je jednaka potreba za silom na gore i na dolje horizontalni rep je obično simetričan aeroprofil koji ne daje uzgon kada je na napadnom kutu 0°. Kada četiri glavne sile ne mogu biti uravnotežene međusobno horizontalni rep cijelo vrijeme leta daje određenu silu koja uravnotežuje bilo obrušavajući, bilo propinjući moment.

Crtež 72: Klasičan primjer ravnotežne uloge horizontalnog leta

U tom slučaju horizontalni rep je profiliran kao i krilo odnosno može biti kao u slučaju sa crteža 90 profiliran kao obrnuto krilo. Napadni kut horizontalnog repa kod većine zrakoplova ovisi o napadnom kutu krila. Razlog tomu je povijanje struje zraka iz krila koja onda pod nekim drugim kutem nailazi na horizontalni rep. U primjeru sa slike ugradbeni kut krila je 4° što u horizontalnom letu daje i napadni kut od 4°. Ugradbeni kut horizontalnog repa je 2° što uz povijanje struje iza krila od npr. 2° daje napadni kut horizontalnog repa 0° odnosno ako je u pitanju simetrični aeroprofil nikakvu silu. Kut povijanja struje iza krila se mijenja s napadnim kutem krila tako da usložnjava odluku gdje postaviti rep. Položaj repa također utječe i na stabilnost o ćemu će biti govora nešto kasnije. Dodatni problemi se javljaju kod elisnih zrakoplova jer je kod njih rep obično u struji koja pogađa dvije strane repa pod različitim kutevima. Kod nekih zrakoplova rep se postavlja visoko (T-rep) kako bi se izbjegao mlaz što može biti

problematično kod velikih napadnih kuteva kada je takav rep zasjenjen krilima što uzrokuje nagli pad uzgona i opću nestabilnost. Iako je postojanje horizontalnog repa više potreba nego luksuz (čak i da se četiri glavne sile mogu uravnotežiti međusobno to ne može trajati cijelo vrijeme leta) postoje zrakoplovi koji nemaju horizontalan rep odnosno konstrukcijski ga nemaju jer radi se o zrakoplovima sa jako zabačenim krilima, čak delta krilima kod kojih vrhovi krila igraju ulogu horizontalnog repa. Princip je isti kao i kod klasične konstrukcije sa posebno postavljenim repom, jer vrhovi jako zabačenih krila će djelovati na isti način kao i klasični horizontalni rep. Naime, ukoliko je riječ o jako zabačenim krilima tada su vrhovi na dovoljnoj udaljenosti od težišta zrakoplova da mala sila na njima preko kraka, koji predstavlja udaljenost hvatišta te sile do težišta, može dati dovoljan moment za uravnoteženje i upravljanje po visini.

Crtež 73: Uravnoteženje na delta krilu

Druga vrsta su zrakoplovi sa 'repom' ispred kakav je bio i Flyer braće Wright. Kod ovakve konstrukcije moguće je postići poželjan odnos središta potiska i težišta a istovremeno od 'repa' dobiti silu na gore, dakle doprinos ukupnoj sili uzgona. K tome budući je uvijek na nešto većem napadnom kutu od krila (ponovo je riječ o povijanju struje zraka), kada dođe do sloma uzgona na 'repu', javlja se obrušavajući moment i smanjuje se napadni kut krila tako da nikad ne može doći do potpunog sloma uzgona. Ovakva konstrukcija se naziva Cannard kostrukcija, a dodatne površine ispred krila Cannardi prikazani i na crtežu 73.

Slika 2: Wright flyer Kako bi se što bolje iskoristila uloga repa za uravnoteženje zrakoplova konstruktori su se dosjetili pomičnog repa, a zatim i kompenzatora (trimera) što je bilo jednostavnije riješenje, da bi se u novije vrijeme vratili izvornoj ideji pomičnog repa ali sada s trostrukom ulogom: kormilo visine, stabilizator i uravnoteživač2. Prdnosti ovakvog riješenja su višestruke: manji otpor od klasične kombinacije horizontalni stabilizator, kormilo visine, trimer,veća čvrstoća tako da je manje podložan lepršanju3 i jednostavnija konstrukcija

Slika 3: Cijelopokretni rep

2 Ovakva konstrukcija se u zapadnoj literaturi naziva Slab tail planes 3 Lepršanje je pojam vezan za aeroelastične pojave koje će biti obrađene kasnije.

4.2. Stabilnost Pod pojmom stabilnosti zrakoplova razumijeva se sposobnost zrakoplova da se nakon nastalog poremečaja vrati u početni položaj. Općenito kada se razmatra stabilnost nekog mehaničkog sustava postavlja se zahtjev da se on može dovesti u ravnotežni položaj. Za zrakoplov to konkretno znači da se može uravnotežiti (trimati) za ustaljeni, stacionaran let koji je određen nekim napadnim kutem odnosno koeficijentom uzgona.Kretanje zrakoplova određeno je sustavom jednadžbi koji određuju ravnotežne uvjete sila i momenata koje djeluju na njega . U slučaju da pod nekim poremećajem zrakoplov odstupi od ravnotežnog položaja sve veličine koje određuju režim jednolikog leta mijenjaju se i zrakoplov prelazi u novi režim leta. Ukoliko novonastale sile i momenti vrate zrakoplov u prethodni režim bez djelovanja pilota on je stabilan. Ukoliko pak pod djelovanjem tih istih sila i momenata zrakoplov sve više odstupa od ravnotežnog položaja on je nestabilan. Treći mogući slučaj nastaje kada zrakoplov oscilira oko ravnotežnog položaja odnosno niti je stabilan niti nestabilan. Ovakvo razmatranje stabilnosti koje je uobičajeno za dinamičke sustave, kada su zrakoplovi u pitanju zbog praktičnih se razloga dijeli na dva dijela. Razmatranje samo tendencije vračanja u ravnotežni položaj ili udaljavanja od njega nakon poremećaja spada u domenu statičke stabilnosti, dok izučavanje kompletne vremenske slike kretanja zrakoplova nakon poremećaja spada u domenu dinamičke stabilnosti.4 Statička stabilnost Ukoliko nakon pomaka zrakoplova iz ravnotežnog položaja nastale sile i momenti teže vratiti zrakoplov u ravnotežni položaj bez sudjelovanja pilota zrakoplov je statički stabilan. Ako nastale sile i momenti udaljuju zrakoplov od ravnotežnog položaja on je statički nestabilan. Ukoliko početno uznemirenje ne stvar nove sile i momente tako da se zrakoplov niti vrača niti dodatno udaljava od ravnotežnog položaja tada je zrakoplov statički neutralno stabilan. Ilustracija statičke stabilnosti dana je na slici.

Crtež 75: a) Stabilan; b) nestabilan; c) neutralan sustav

Kod izučavanja statiče stabilnosti vrlo je važno voditi računa o slijedećem: cijeli koncept statičke stabilnosti ima smisla za mehanički sustav koji može zauzeti neki osnovni ravnotežni položaj. Kod zrakoplova statička stabilnost se može izučavati ako se on može natrimati tj . uravnotežiti za brojne položaje ustaljenog stacionarnog leta

4

statička stabilnost se odnosi samo na tendenciju (težnju) sustava za vračanjem ili udaljavanjem od ravnotežnog položaja nakon uznemirenja. Za zrakoplove statička stabilnost izučava samo tendenciju vračanja u prvobitni ravnotežni položaj nakon uznemirenja razmatranje statičke stabilnosti odnosi se samo na tendencije koje su poslijedica malih odnosno infitezimalnih poremečaja. 5 Iz navedenog je jasno da se u okviru statičke stabilnosti ne izučava cjelovito ponašanje sustava do povratka u ravnotežni položaj. Jedan mehanički sustav može biti statički stabilan a da je istovremeno dinamički nestabilan. Isto tako zrakoplov koji je statički stabilan ne mora biti i dinamički stabilan već može biti čak i dinamički nestabilan, no statički nestabilan zrakoplov uvijek je i dinamički nestabilan. Dakle statička stabilnost je nuždan ali ne i dovoljan uvjet dinamičke stabilnosti.

Dinamička stabilnost

Koncept dinamičke stabilnosti sastoji se u izučavanju stvarnioh događaja u vremenu nakon što je zrakoplov uznemiren odnosno izveden iz ravnotežnog položaja. Statički stabilan zrakoplov može dinamički biti stabilan, nestabilan i neutralan. Na slici je dana ilustracija nekoliko različitih kombinacija statičke/dinamičke stabilnosti/nestabilnosti.

Crtež 76: Ponašanje zrakoplova pri otklonu iz ravnotežnog položaja 5

Na crtežu 76: a) prikazano je ponašanje statički i dinamički stabilnog zrakoplova koji se nakon otklona vraća u ravnotežni položaj prigušenim neperiodičnim kretanjem; b) zrakoplov se vraća u ravnotežni položaj nizom periodičnih prigušenih oscilacija. Takav zrakoplov je također i statički i dinamički stabilan; c) oscilacije oko ravnotežnog položaja imaju stalnu amplitudu. Takav je zrakoplov statički stabilan, a dinamički neutralan; d) amplituda oscilacija se povećava, te je zrakoplov statički stabilan a dinamički nestabilan; e) otklon od ravnotežnog položaja se sve više povećava. Zrakoplov je statički i dinamički nestabilan. Upravljivost zrakoplova Pod upravljivošću se misli na mogućnost pilota da upravlja zrakoplovom odnosno odziv zrakoplova na neki namjenski pokret zapovjedi leta. Otkloni upravljačkih površina, izazvani zapovjedima leta, izazivaju aerodinamičke sile koje udaljuju zrakoplov od nekog ravnotežnog položaja, što znači da je upravljivost na neki način pojam suprotan stabilnosti. Ukoliko zrakoplov ima veliku statičku stabilnost pokreti zapovjedima leta moraju biti snažni da bi ga pokretnuli iz ravnotežnog položaja. Kod nekih zrakoplova to nije poželjno pa se u konstrukciji nastoji izbjeći odnosno stabilnost i upravljivost moraju biti kompromisno odmjerene kod projektiranja zrakoplova. Kad je upravljivost u pitanju postoji nekoliko polaznih principa koji se moraju uzeti u obzir pri izradi projekta a to su:

- odziv neke zapovjedi leta na pokret uvijek mora biti u istom smislu bez obzira na uvjete leta. Obrnuti odziv iz bilo kojeg razloga neprihvatljiv je za normalnu tehniku pilotiranja i može izazvati katastrofu

- odziv mora biti brz i bez nekog vremenskog pomaka, koji u odzivu jako otežava tehniku pilotiranja osobito u uvjetima instrumentalnog letenja

- mora postojati određena mjera (razmjer) između stabilnosti i upravljivosti, tj. zrakoplov ne smije biti previše osjetljiv, a ni previše spor na zapovjedi leta

- veličina pokreta i sile na zaspovjedima leta koje koristi pilot moraju biti unutar propisanih granica. Također, narastanje sila koje pilot prilaže pri otklonu zapovjedi leta mora biti stupnjevito.

Stabilnost se izučava u uvjetima držanih ili puštenih zapovjedi leta što znači da su u prvom slučaju zapovjedi leta držane od strane pilota u neutralnom položaju, a u drugom slučaju zapovjedi leta su slobodne i upravljačke površine slobodno plivaju u struji zraka. Budući je ovaj rad namijenjen ponajprije pilotima daljnja razmatranja stabilnosti odnosit će se na stabilnost sa držanim zapovjedima leta. 4.2.1. Uzdužna statička stabilnost Kod izučavanja uzdužne stabilnosti traže se momenti oko poprečne osi zrakoplova koja prolazi kroz težište i njihova promjena u ovisnosti o koeficijentu uzgona. Slikovito govoreći da bi se osigurala stabilnost u spuštanju mora biti

zadovoljeno da ukoliko se privremeno poveća napadni kut nastane moment koji će nastojati vratiti zrakoplov u prethodni položaj. Uzdužna ravnoteža traži da je zbroj svih momenata jednak nuli, a uzdužna stabilnost da moment obrušavanja prati povećanje koeficijenta uzgona i da moment propinjanja prati smanjenje koeficijenta uzgona u odnosu na ravnotežni koeficijent uzgona. Matematički se to dade izraziti kako slijedi:

0<L

M

dCdC

zrakoplov je stabilan (5.1)

0>L

M

dCdC

zrakoplov je nestabilan (5.2)

0=L

M

dC

dC zrakoplov je neutralan (5.3)

U daljnjem izlaganju promotrit će se utjecaj slijedećih čimbenika

- utjecaj krila - utjecaj trupa - utjecaj horizontalnog repa - utjecaj pogonske grupe

Uopćeno govoreći uzdužna stabilnost ovisi o četiri čimbenika: 1. Položaja težišta 2. Momenta obrušavanja krila 3. Momenta obrušavanja trupa 4. Položaja i površine horizontalnog repa

Doprinos krila Na krilo djeluju aerodinamičke sile uzgon, otpor i moment oko aerodinamičkog središta6. Za područje normalnih napadnih kuteva pretpostavlja se da uzgon i otpor imaju hvatište u aerodinamičkom središtu te da postoji moment oko a.s. nezavisan od napadnog kuta. U odnosu na repernu os zrakoplova krilo je ugrađeno pod nekim kutem β tako da se ukupna aerodinamička sila može razložiti na okomitu (normalnu) i vodoravnu (tangencijalnu) sastavnicu s obziron na repernu os. U ovisnosti o udaljenosti od težišta zrakoplova svaka će sastavnica doprinositi ukupnom momentu krila.

6 Sada zbog pojednostavljenja razmatranja umjesto središta potiska koristi se aerodinamičko središte.

Crtež 77: Sile i momenti na krilu

Ukupan moment krila jednak je aADN XaADTsaK FzFMM ⋅+⋅+= .. (5.4) a uvjet za uravnoteženje krila biti će 0.. =⋅+⋅+ ADNaADTsa FzFM aX (5.5)

Dijeljenjem jednadžbe (5.4) sa alS ⋅⋅2v⋅21 ρ dobit će se

a

aN lX

Ca

aTsMaMk lz

CCC ++= .. (5.6)

gdje su: CMk koeficijent momenta krila CMa.s. koficijent momenta oko aerodinamičkog središta CT koeficijent momenta tangencijalne sastavnice ukupne

aerodinamičke sile CN koeficijent momenta normalne sastavnice ukupne aerodinamičke

sile za krak na kojem djeluje tangencijalna sastavnica ukupne

aerodinamičke sile Xa krak na kojem djeluje normalna sastavnica ukupne

aerodinamičke sile, i la srednja aerodinamička tetiva. Naknadnim sređivanjem7 dobije se izraz za doprinos krila uzdužnoj stabilnosti

a

aL

lzC⋅

10

a

a

L

M

lX

dCdC

−≈

(5.7)

Iz izraza (5.7) vidi se koliki je utjecaj položaja težišta zrakoplova na doprinos krila uzdužnoj stabilnosti. Također budući je doprinos prvog člana u izrazu znatno veći

7 Cjelovit postupak pogledati u Rend. i ...

jasno je da položaj težišta ispred ili iza a.s. znatno više utječe na stabilnost od položaja težišta iznad ili ispod a.s. Drugi član je zanimljiv ako se uspoređuju zrakoplov visokokrilac i niskokrilac kada je njegov doprinos kod visokokrilaca stabilizirajući a kod niskokrilaca destabilizirajući. Doprinos položaja težišta stabilnosti dade se sažeti u jednom crtežu.

Crtež 78: Utjecaj položaja težišta na doprinos krila stabilnosti; (+) stabilizirajući; (-) destabilizirajući

Doprinos horizontalnog repa Kod razmatranja doprinosa horizontalnog repa koristi se isti pristup kao i kod razmatranja doprinosa krila s tim da je postupak nešto složeniji pa se ovdje ne donosi. Međutim iz razmatranja o ravnoteži zrakoplova može se dosta toga zaključiti o doprinosu horizontalnog repa stabilnosti. Ovaj utjecaj ovisi također o položaju repa u odnosu na težište zrakoplova ali i o kutu povijanja zračne struje iza krila što će ovisiti o napadnom kutu krila. Doprinos trupa i motorskih gondola Doprinos trupa i motorskih gondola na krilu ukoliko ih zrakoplov ima u pravilu je destabilizirajući. Kod suvremenih zrakoplova taj je utjecaj vrlo izražen i treba ga precizno odrediti kako zbog stabilnosti tako i zbog uravnoteženja. U teorijskim razmatranjima određuje se raspodjela tlakova po površini rotacijskog tijela u potencijalnom strujanju idealnog fluida dok se u praksi utjeca trupa i motorskih gondola određuje u ispitnim tunelima. Podrobnije razmatranje problema prelazi okvire ovog rada pa je stoga ispušteno. Neutralna točka za držanu zapovjed Na temelju dosadašnjih razmatranja ukoliko se zbroji utjecaj krila, trupa i repa dobije se konačni izraz za stabilnost zrakoplova

repL

M

dCdC

trupL

M

kriloL

M

L

M

dCdC

dCdC

dCdC

+

+

= (5.8)

Kod razmatranja uzdužne stabilnosti položaj težišta je jako važan, međutim ne utječe podjednako na sve članove iz jednadžbe (5.8).

Doprinos trupa praktično ne zavisi o položaju težišta, a i doprinos repa zavisi vrlo malo. Međutim doprinos krila kako je ranije navedeno u velikoj mjeri zavisi od položaja težišta. Iz jednadžbe (5.7) očito je da pomicanje težišta unazad ima destabilizirajući učinak dok pomicanje težišta unaprijed ima suprotan, stabilizirajući učinak.8 Jasno je sada da postoji i određeni položaj težišta za koji je prirast momenta u ovisnosti od uzgona dCm/dCz=0. Taj položaj težišta određuje neutralnu točku zrakoplova za držanu zapovjed leta i označava se sa hn. Neutralna točka predstavlja krajnji zadnji položaj težišta do kojega je zrakoplov stabilan. Pomicanjem težišta iza te točke zrakoplov postaje nestabilan. Udaljenost težišta od neutralne točke je izravna mjera stabilnosti jer određuje gradijent

nhh −=Z

M

dCdC

(5.9)

gdje je h=Xca/Xla položaj težišta izražen u postotcima SAT. Uobičajeno je za mjeru statičke stabilnosti računati hn-h što je slično izrazu iz jednadžbe (5.9) s tom razlikom što se za stabilan zrakoplov dobiju pozitivne vrijednosti. Primjerice za neki zrakoplov hn je na 34% SAT a položaj težišta h na 28% SAT. Takav je zrakoplov 6% uzdužno statički stabilan sa držanom zapovjedi9, a gradijent dCm/dCz je jednak -0.06.

Utjecaj pogonske grupe na uzdužnu statičku stabilnost U prethodnim razmatranjima nije uziman u obzir utjecaj pogonske grupe na uzdužnu statičku stabilnost iako je u praksi taj utjecaj vrlo izražen i s obzirom na uzdužno uravnoteženje i s obzirom na uzdužnu stabilnost. Utjecaj pogonske grupe zavisi od vrste pogonske grupe tako da ne postoji neki opći pristup koji bi vrijedio za sve. Proračun utjecaja pogonske grupe ne daje uvijek zadovoljavajuće rezultate tako da se završna ispitivanja provode tijekom pokusnih letova. Utjecaj motora sa elisom može se sagledati u slijedećim elementima:

- utjecaj vučne i normalne sile elise - povećani dinamički tlak na horizontalnom repu - povećano povijanje kod horizontalnog repa zbog utjecaj strujnica - promjena momenta krila zbog utjecaja strujnica

Sam proračun utjecaja motora s elisom prilično je složen tako da se u proračunu često koriste iskustva iz ispitivanja zrakoplova u letu. Utjecaj mlaznog motora može se lakše i preciznije odrediti iz proračuna nego utjecaj pogonske grupe sa elisom. Osnovni razlog je skoro stalna vrijednost potiska u funkciji brzine odnosno u funkciji koeficijenta uzgona, kao i to što se horizontalni rep zbog visokih temperatura ispušnih plinova ne smije naći u struji mlaznika tako da je smanjen utjecaj povijanja što pojednostavljuje rasčlambu. Slično kao i kod elise i ovdje postoji izravan utjecaj i to od sile potiska i normalne sile u uvodniku te od ispušnog mlaza koji iako izravno ne zahvaća horizontalni

8 Težište unazad Xa raste, raste... 9 Ili jednostavnije rečeno težište se za vrijeme eksploatacije zrakoplova smije pomaknuti 6% SAT unazad da bi zrakoplov ostao stabilan.

rep ipak izaziva promjenu u povijanju i dijelom u brzini opstrujavanja repnih površina. 4.2.2. Poprečna stabilnost Poprečna stabilnost je osobina zrakoplova da sam, bez pomoći pilota, uspostavi svoju izgubljenu ravnotežu.10 Svi zrakoplovi dok lete na malim napadnim kutevima imaju određenu svojstvenu otpornost poremećaju poprečne ravnoteže odnosno valjanju jer se na krilu koje se spušta povećava napadni kut a time i uzgon i javlja se otpor valjanju poznat i kao prigušni moment krila.

Crtež 79: Povećanje napadnog kuta na spuštajućem krilu

Dakle krilo koje ide na dolje pored progresivne brzine v ima sada i brzinu w na dolje. Slaganjem tih dviju brzina mijenja se smjer lokalnog strujanja i povećava napadni kut krila što uzrokuje povećanje sile uzgona na spuštajućem krilu. Suprotno se događa na podižućem krilu. Rezultanta sile uzgona spuštajućeg i podižučeg krila ima hvatište na spuštajućem krilu tako da preko kraka l koji predstavlja udaljenost do težišta izaziva stabilizirajući moment Mp koji se suprostavlja daljem naginjanju zrakoplova. U trenutku kada prestane valjanje napadni kutevi oba krila se izjednačuju tako da prestaje djelovanje stabilizirajućeg momenta Mp. Zrakoplov dalje leti s nagibom pri čemu sila uzgona s težinom stvara rezultirajuću silu F' u čijem smjeru zrakoplov počinje klizati.

Crtež 80: a) Klizanje izazvano nagibom; b) prigušni moment izazvan klizanjem

10

Krilo u stranu klizanja bolje je opstrujavano od drugog krila koje je dijelom zasjenjeno trupom . Na bolje opstrujavanom krilu stvara se veći uzgon i ponovo se javlja stabilizirajući moment koji djeluje sve do povratka zrakoplova u ravnotežni položaj. Pri klizanju zrakoplov gubi određenu visinu koja će zavisiti od težine zrakoplova i nagiba tijekom klizanja. Na slici su prikazane značajke stabilnog, neutralnog i nestabilnog zrakoplova pri bočnom udaru vjetra11 koji je uzrokovao početni moment valjanja.

Crtež 81: ponašanje zrakoplova na udar bočnog vjetra

Čimbenici koji utječu na stabilnost zrakoplova su: - kut diedra krila - površina krila - brzina zrakoplova - napadni kut zrakoplova

Krilla izraženog diedra olakšavaju poremečaj poprečne ravnoteže pri bočnom udaru vjetra ali zato stvaraju i veći stabilizirajući moment oko uzdužne osi. Pojednostavljeno za takva krila se može reći da se kod naginjanja povećava horizontalna projekcija spuštajućeg krila tako da je stabilizirajući moment više izražen nego kod ravnih krila.

11 Iako je ranije navedeno da se zrakoplov kreće sa zračnom masom te ga stoga vjetar ne udara kako je to slučaj sa objektima na tlu, za slučaj nagle promjene brzine strujanja zračne mase zrakoplov se zbog svoje inercije ne može trenutno prilagoditi nastaloj promjeni pa se može govoriti o udaru vjetra.

Crtež 82: a) Diedar krila; b) Sila uzgona kod malog nagiba

Kod nekih zrakoplova kut diedra je negativan što je prvenstveno zbog poboljšanja dinamičke stabilnosti12.

Crtež 83: Negativni diedar krila

Kod visokokrilaca s niskim težištem veličina stabilizirajućeg momenta zbog veličine kraka je više izražena tako da je kod takvih zrakoplova potreban manji diedar nego kod niskokrilaca. Zabačena krila također doprinose poprečnoj stabilnosti jer kod pojave klizanja ovakva krila imaju veći efektivni razmah tako da se povećava uzgon na krilu u pravcu klizanja i poslijedično stabilizirajući moment.

Crtež 84: Utjecaj zabačenih krila na poprečnu stabilnost 12 Duch roll

Utjecaj trupa, gondola podvozja i repa na poprečnu stabilnost ovisi o tome kako su smješteni s obzirom na težište zrakoplova. Ukoliko su iznad težišta tada će kod klizanja izazivati stabilizirajuči moment, u suprotnom bit će destabilizirajući čimbenik što će se morati kompenzirati drugim riješenjima.

Slika 4: Canadair CL-415; stabilizirajući doprinos gondola i repa 4.2.3. Stabilnost po pravcu Stabilnost po pravcu je osobina zrakoplova da sam. bez pomoći pilota uspostavi svoju izgubljenu ravnotežu po pravcu. Ukoliko primjerice zbog udara vjetra zrakoplov skrene po pravcu, odnosno dođe do okretanja oko okomite osi,

Crtež 85: Skretanje s pravca zbog udara vjetra

u novom položaju, zbog inercije, zrakoplov se nastavlja gibati u izvornom smjeru pri čemu kliže sa određenim kutem klizanja β. Zračna struja koja pri tom pogađa trup i repne površine izaziva moment oko težišta koji može biti stabilizirajući odnosno vračati zrakoplov u neutralni položaj ili destabilizirajući tj. povečavati mu skretanje. To će ovisiti kako o veličini bočnih površina, tako i o udaljenosti bočnih površina od težišta13. Dakle zahtjev za stabilizirajući moment je da ukupan

13 Ovdje može pomoći jednostavna analogija sa vjetrokazom...projekcija površine

moment skretanja iza težišta bude veći od momenta skretanja ispred težišta što se postiže uglavnom prikladno konstruiranim okomitim repom. Na stabilnost po pravcu utječu:

- strijela krila14 - duljina i veličina trupa - veličina i položaj okomitog repa - brzina zrakoplova i brzina strujanja od elise - leđna odnosno trbušna peraja

Strijelast oblik krila omogućuje lakši poremečaj ravnoteže po pravcu, ali zato stvara i veći stabilizirajući moment (proučiti sliku ). Duži i veći trup stvaraju veći otpor skretanju i veću silu otpora pri klizanju te uz prikladan položaj težišta veći stabilizirajući moment. Veličina okomitog repa i udaljenost repa od težišta izravno su razmjerni s veličinom stabilizirajućeg momenta. Na večim brzinama i manjim napadnim kutevima zrakoplov je stabilniji. Jednako vrijedi i za brzinu strujanja elise. Leđna odnosno trbušna peraja povečava stabilnost po pravcu. Stabilnost po pravcu je izravno razmjerna veličini leđne odnosno trbušne peraje.

Crtež 87: Primjer leđne i trbušne peraje Poprečna stabilnost i stabilnost po pravcu su međusobno usko povezane jer se prilikom poremećaja poprečne ravnoteže poremeti i ravnoteža po pravcu i obrnuto. To znaći da stabilizirajući poprečni moment djeluje na ravnotežu po pravcu, a stabilizirajući moment po pravcu djeluje na poprečnu ravnotežu, jer se nagibom stvara istovremeno skretanje, a skretanjem istovremeno nagib. Ukoliko je zrakoplov vrlo stabilan po pravcu a nema izraženu poprečnu stabilnost odnosno ako ima veliki okomiti rep i kormilo pravca a nema diedar krila ili drugih stabilizirajućih čimbenika imat će izraženu tendenciju okretanja u klizanju što će povečavati kut nagiba.15 Tako zrakoplov može ući u nekontroliranu spuštajuću spiralu. Ovakav vid nestabilnosti se katkad naziva spiralna nestabilnost, međutim važno je primjetiti da joj je uzrok prevelika stabilnost po pravcu.16 U drugom slučaju ako je zrakoplov poprečno jako stabilan a nije stabilan po pravcu klizat će bez tendencije okretanja u stranu klizanja. Takav se zrakoplov dade vrlo fino upravljati kormilom pravca, a ukoliko se u zaokretu koristi samo kormilo pravca moguće je napraviti jako dobar zaokret.

14 Obrnuta strijela kakva je u ... 15U klizanju se na bolje opstrujavanom krilu javlja veći uzgon što izaziva moment valjanja oko uzdužne osi.. 16

Za kraj je važno istaknuti da je previše stabilnosti jednako loše kao i malo stabilnosti. 4.3. Pokretljivost zrakoplova Kako je već navedeno pokretljivost je svojstvo zrakoplova da brzo i lako reagira na zapovjedi leta. Upravljivost odnosno pokretljivost17 zrakoplova se ocjenjuje po

- lakoći upravljanja - pričuvi momenta kormila - vremenskom kašnjenju odziva na otklon kormila - brzini kojom se zrakoplov okreće oko svojih osi poslije otklona

kormila

Upravljivost treba razlikovati od manevarske sposobnosti. Manevarska sposobnost se očituje u brzini kojom zrakoplov mijenja smjer brzine i visine leta. Ocjenjuje se po najmanjem vremenu potrošenom za neki manevar, po najmanjem polumjeru zaokreta, najvećoj visini u okomitim manevrima. Mogućnosti izvršenja raznih akrobacija itd. Jednako kao i stabilnost, pokretljivost zrakoplova može biti uzdužna, poprečna i po pravcu. Uzdužna pokretljivost je osigurana kormilom visine na horizontalnom repu. Otklon kormila na gore ili na dolje remeti ravnotežu zrakoplova odnosno izaziva aerodinamičku silu koja preko kraka L (udaljenost kormila visine od težišta zrakoplova) stvara moment propinjanja odnosno spuštanja. Na uzdužnu pokretljivost zrakoplova utječu:

- brzina leta i brzina strujanja od elise - veličina i udaljenost kormila visine od težišta - masa zrakoplova - površina i duljina trupa - otklon kormila visine - stabilnost i centraža zrakoplova

4.3.1. Poprečna pokretljivost Za poprečnu pokretljivost su zadužena krilca. Pomicanjem pilotske palice u lijevo npr., desno se krilce otklanja na dolje a lijevo na gore. Na desnom krilu zbog povećane krivine povećava se uzgon dok se na lijevom smanjuje. Rezultanta se pomiče u stranu desnog krila što preko kraka L (udaljenost hvatišta rezultante od težišta zrakoplova) izaziva moment valjanja u lijevo. Suprotan otklon palice izazvat će suprotan moment.

17

Rad običnih krilaca Običnim krilcima se nazivaju krilca čiji je otklon na gore i na dolje jednak. Djelovanje običnih krilaca bit će jasnije ako se prisjetimo polare krila. Ako krilo ima napadni kut npr.7° i pilot otkloni palicu u lijevo, napadni kut desnog krila se poveća na npr. 9° a lijevog se smanji na 5°. Razlika u napadnom kutu daje sada razliku i u koeficijentu uzgona i zrakoplov će biti dobro upravljiv oko uzdužne osi.18

Crtež 88: Rad običnih krilaca

Diferencijalna krilca Ukoliko zrakoplov leti na kritičnom napadnom kutu, pomicanjem palice opada CL i jednog i drugog krila i to za približno jednak iznos, što se može vidjeti na vrhu polare sa crteža 88, tako da će zrakoplov biti slabo upravljiv ili uopće neće biti upravljiv. Ukoliko bi se napadni kut zrakoplova povečao preko kritičnog tada bi otklon palice u jednu stranu izazvao moment u drugu jer će u ovom slučaju manji napadni kut dati veći CL, a veći napadni kut manji CL. Kako bi se izbjegla slaba pokretljivost na velikim napadnim kutevima ugrađuju se na zrakoplove diferencijalna krilca kod kojih je otklon na gore veći od otklona na dolje. Diferencijalna krilca osiguravaju nagib u stranu palice i nekoliko stupnjeva preko kritičnog napadnog kuta što je dovoljno za normalno korištenje zrakoplova.

Krilca tipa Frise Detaljnijim uvidom u crtež 101 uočava se da pored razlike u koeficijentu uzgona otklon krilaca stvara razliku i u koeficijentima otpora jednog i drugog krila. To znači da spušteno krilce povećava otpor krila dok ga podignuto smanjuje. Zbog razlike u otporu dolazi do skretanja zrakoplova u stranu krila s većim

18 Treba pripomenuti da jednaka promjrena napadnog kuta ne izaziva jednak prirast i smanjenje CL što je radi jednostavnosti ovdje zanemareno ali je jasno ako se usporede odsječci ∆CL i ∆CL' na polari krila

otporom. Taj moment se kompenzira krilcima tipa Frise. Na crtežu 102 je prikazan rad krilaca tipa Frise.

Crtež 89: Princip rada Frise krilca

U spuštenom položaju ovo krilce radi kao i svako drugo ali u podignutom ističe se prednji dio ispod donjake krila čime se povećava otpor na tome krilu. Ova razlika kompenzira razliku otpora jednog i drugog krila i dokida moment skretanja. Os okretanja ovih krilaca obično je u središtu potiska zbog čega je upravljanje tim krilcima olakšano. Koriste se još i krilca s procjepom koja pored dobrih imaju i svojih loših strana. Na kraju, ne smiju se zanemariti ni spoileri koji, kako je već rečeno, kvareći aerodinamičku čistoću aeroprofila, dakle na posredan način, smanjuju uzgon, te na taj način zajedno sa krilcima, ili samostalno omogućuju upravljivost oko uzdužne osi zrakoplova. Sumarno, čimbenici koji utječu na poprečnu upravljivost su:

- brzina - veličina i razmah krila - veličina i udaljenost krilaca (spoilera) od težišta - težina zrakoplova

4.3.3. Upravljivost zrakoplova po pravcu Upravljivost zrakoplova po pravcu osigurava kormilo pravca. Otklon kormila pravca u jednu stranu stvara aerodinamičku silu koja preko kraka L daje moment skretanja u stranu u koju je otklonjeno i kormilo.

Crtež 90: Princip rada kormila pravca

Otklonjeno kormilo zbog inertnosti zrakoplova ne mijenja odmah putanju zrakoplova tako da i u ovom slučaju kao i kod ostalih vrsta upravljivosti nastaje prvo klizanje i pojava stabilizirajućeg momenta. Za promjenu pravca kretanja moment kormila mora nadjačati sve ostale momente koji djeluju po pravcu. Zbog promjene pravca javlja se razlika u brzini opstrujavanja krila što uzrokuje razliku uzgona na krilima i poslijedično moment valjanja. Sumarno, čimbenici koji utječu na upravljivost po pravcu su:

- brzina zrakoplova i strujanja od elise - napadni kut - veličina trupa i udaljenost kormila pravca od težišta zrakoplova - površina i veličina otklona kormila pravca - stabilnost i centraža zrakoplova - masa zrakoplova - veličina i razmah krila (geometrijske značajke krila) 4.3.4. Upravljivost zrakoplova po visini