Izaberite brzinu automatskog skrolovanja

Sada je brzina
1

 

Nenad Hrisafović: SAGA O AKROBATSKOM AVIONU CAP-10
 

Priča o nastanku čuvenog akrobatskog aviona CAP-10 je podijeljena na osam dijelova:

1. UVOD

2. AERODINAMIKA AVIONA CP-100

3. STRUKTURA AVIONA CP-100

4. ISPITIVANJE AVIONA U LETU.  PROBLEMI POČINJU NA ZEMLJI

5. STATIČKA PROBA U SPEČIFICNIM USLOVIMA OPTEREĆENJA I ZAVRŠETAK ISTRAGE

6. AVION CP-100 MENJA IME. POSTAO JE CAP-10

7. DAJEM OSTAVKU I NAPUŠTAM C.A.A.R.P.

8. LETAČKE KARAKTERISTIKE I KARIJERA CAP-10


AERODINAMIKA AVIONA CP-100

AERODINAMIKA KRILA

Osnovni zahtev koji se nameće krilu jednog akrobatskog aviona je aerodinamička kompatibilnost ponašanja aviona u normalnom i u leđnom letu. To se konkretno odražava na sledeće:

1.  Napadni ugao između vektora brzine i projekcije aviona u horizontalnoj ravni u slučaju stabilizovanog leta na leđima mora biti u tolikoj meri blizak odgovarajućem napadnom uglu u normalnom letu da ta razlika ne ometa pilota pri prelazu iz jednog režima u drugi i da ga taj prelaz ne dezorijentira.

2.  Ponašanje aviona pri kritičnom napadnom uglu (“stalling“ karakeristika) u leđnom letu treba da bude iste prirode kao ponašanje aviona u normalnom letu. To podrazumeva da pri brzini gubitka brzine (koje ne moraju biti identične za normalni let i za leđni let) vazdušne strujnice koje se odvajaju pri slomu uzgona u korenu krila ostave dovoljnu rezervu lokalnog uzgona krila u odnosu na maksimalnu nosivost aeroprofila u oblasti elerona; avion u trenutku gubitka brzine ne treba da se svaljuje na krilo, a da ta tendencija ne može da se parira komandom elerona.

3.  Lateralna nestabilnost oko uzdužne ose (ona je u leđnom letu pogoršana postojećim „V“ oblikom krila) mora ostati takva da tendencija rotacije oko uzdužne ose aviona može biti lako zaustavljena odgovarajućim komandovanjem elerona..

U slučaju aviona CP-100 krilo aviona je karakterizirano (i blokirano za eventualnu dalju evoluciju) sledećim parametrima:

·        Oblik horizontalne projekcije krila

·        „V“ oblik krila

·        Aeroprofil krila

·        Položaj i dimenzije krilaca i zakrilaca.

Zahtev 1° može biti u velikoj meri zadovoljen smanjenjem konstruktivnog ugla krilo-trup sa 5,3°(!) kod CP-1310 na 2°. Dalje eventualno smanjenje bi zahtevalo ispitivanja u aerotunelu što u datom kontekstu nije dolazilo u obzir. Pozitivan doprinos dolazi i od aeroprofila NACA 23012 čija mala krivina (2% na 30% lokalne tetive) uslovljava mali ugao nultog uzgona (). Čisto sa gledišta krila, razlike u napadnom uglu, za istu brzinu na trajektoriji, treba da budu veoma male.

Zahtev 2° je imperativan, ali njegovo zadovoljenje je veoma složeno. Ovo tim pre što odlični klasični aeroprofil NACA 23012 ima jednu izvanredno opasnu „stalling“ karakteristiku: kada se dostigne kritični napadni ugao, uzgon aeroprofila doslovno nestane, sruši se bez ikakvog prethodnog predznaka! U klascifikaciji aeroprofila u pogledu „stalling“ karakteristike, NACA je tom aeroprofilu dodelila kategoriju „A“, najnetolerantniju. Konstruktor koji usvoji za krilo svog aviona aeroprofil te kategorije mora predizeti posebne mere da osigura sigurnost aviona i posade u letu na kritičnom napadnom uglu.

Uobičajeno rešenje je vitoperenje krila bilo aerodinamicko (neki drugi i tolerantniji aeroprofil na kraju krila ili u zoni elerona), bilo geometrisko (konstruktivno smanjenje napadnog ugla aeroprofila na kraju krila ili u zoni elerona) bilo čak i kombinovano. Geometrisko vitoperenje je bio slučaj nekoliko poznatih lovačkih aviona iz Drugog svetskog rata koji su imalu u svojim krilima ugrađene aeroprofile iz serije NACA 23000 (Bel Aerokobra P39, Focke Wulf-190 i Ta-152, LAGG-3 i LAGG-5, Lockeed Lightning P38 i dr.), ali po cenu jakog vitoperenja krila. Tako je i Klod Pijel uveo u CP 301 aeroprofil NACA 23012 konstantan duž razmaha krila i izvitoperio kraj krila za -5° u odnosu na plan simetrije. Time je postigao sigurno ponašanje aviona pri kritičnom napadnom uglu u normalnom letu, ali učinio avion praktično nesposobnim za leđni let.

Poslednja mogućnost da se zadovolji Zahtev 2° je da se „izfrizira“ kontura krila aviona.

Neophodno je podsetiti da u pogledu „stalling“ karakteristike oblik paravougaonog krila je idealan oblik: zbog istog Re broja uzduž razmaha krila, nema pada maksimalnog uzgona aeroprofila izduž razmaha krila. Kada se krilo nađe na kritičnom napadnom uglu, strujnice počinju da se odvajaju u ravni simetrije aviona (uticaj konačnog razmaha krila) i rezerva lokalnog uzgona u domenu elerona je znatna. Naravno, to krilo ima daleko najveći indukovani otpor, što smanjuje sve performanse kao što, iz strukturalnih razloga, centar težiščta je daleko od ravni simetrije. To povećava moment inercije oko uzdužne ose aviona i time smanjuje pokretljivost aviona oko iste.

Zabeležimo i to da pravougaono krilo ili jedna pravougaona partija krila poboljšava „stalling“ karakteristiku krila.

Neophodno je takođe podsetiti da je u pogledu „stalling“ karakteristike krila najlošije kvazi trouglasto krilo, jer se prve strujnice na kritičnom napadnom uglu odvajaju skoro na kraju krila, u svakom slučaju u zoni elerona. Takvo krilo mora biti jako vitopereno i izabrani aeroprofil krila treba da ima tolerantnu „stalling“ karakteristiku. Preimućstvo takvog oblika krila je da se centar težišta nalazi na manje od trećine polurazmaha krila u odnosu na plan simetrije aviona, dakle smanjen moment inercije oko uzdužne ose (za dati razmah krila) i time i dobra pokretljivost oko uzdužne ose. Mislim da je to bio izbor konstruktora Jakovljeva koji je za svoje lovce Jak-1, Jak-3 i Jak-9 usvojio krilo velike suženosti, skoro trouglasto, sigurno vitopereno, a za aeroprofil izabrao tolerantni aeroprofil Clark YH.

Zabelezimo i to da jako suženo krilo omogućava veću pokretljivost oko uzdužne ose aviona i znatno smanjuje indukovani otpor krila. Čak, ako je suženo krilo eliptičnog oblika, indukovani otpor krila je sveden na minimum.

Zaključak je da kombinacija pravougaonog oblika i eleptičnog oblika može dovesti, u dobro određenim proporcijama, uprkos usvojenog aeroprofila kategorije „A“, do nevitoperenog krila koje obezbeđuje korektnu „stalling“ karakteristiku, kako u normalnom, tako i u leđnom letu.

Pre nego što sam dao pozitivan odgovor da mogu da se prihvatim radova na CP-100, ja sam računski analizirao (Metoda Glauert,(*) knjiga prof. Miroslava Nenadovića „Osnovi aerodinamičkih konstrukcija-Aeroprofili I“) krilo CP-1310, takvom kakvom odgovaraju svi alati za njegovu fabrikaciju. Konstatovao sam da takvo krilo, ne vitopereno, može da zadovolji u potpunosti Zahtev 2°.

Moj saradnik i prijatelj Klod Piel, samouki tehnički crtač i talentovani konstruktror amaterskih aviona, je po svom „direktivnom osećaju“ (kako je to nekad formulisao prof. Dobrosavljević) odredio skoro optimalnu formu krila za jedan akrobatski avion obzirom na izabrani aeroprofil.

Prihvatio sam zahtev „gazde“ Avgusta Mudry da napravim akrobatski avion na bazi aviona CP-1310 „SUPER EMERAUDE“.

(*) Napominjem da je odluka da se modifcira „heling“ za montažu krila i svede vitoperenje krila na nulu, izazvala pometnju među „znalcima“ koji nisu ni čuli za metode proračuna koje mogu da uzmu u obzir i složene forme krila. Poslao sam ih do đavola i stvar je legla. Ispitivanja u letu su potvrdila moju odluku.

HORIZNONTALNI REP

Izvršene studije uzdužne stabilnosti i upravljivosti aviona za čitav domen predviđenih centraža su pokazale da položaj horizontalnog repa u odnosu na aerodinamički centar krila, kao i sama površina repa aviona CP-1310 potpuno zadovoljavaju, da je kriterijum uzdužne dinamičke stabilnosti zadovoljen kao i da odnos površina krmila / ukupna površina repa. Nije se ukazala potreba da se za avion CP-100 konstruiše novi horizontalni rep.

To je bio veoma važan zaključak, jer je time i trup aviona bio potvrđen u svim svojim parametrima, a time je u mnogom pojednostavljena definicija aviona CP-100.

Ono što je trebalo doterati, to su bile sile u palici. Jedan akrobatski avion treba da ima ne samo efikasnu komandu visine, nego i male sile u palici, bez čega neophodna preciznost u izvođenju figura nije osigurana.

Podsećamo da se sile, ustvari reakcije u palici, mogu predstaviti kao „statička sila“ i „dinamička sila“, mada one nisu striktno odvojene jedne od drugih.

Statička sila u palici je posledica momenta kojim krmilo deluje na prenosni sistem i time i na samu palicu. Veličina tog momenta zavisi od dinamičkog pritiska u letu, od površine samog krmila, od otklona krmila u odnosu na ravan horizontalnog repa za neki ugao  i od napadnog ugla krila . Momenat krmila, tzv. šarnirni moment, je predstavljen sa dva koeficijenta:  i  („h“ kao hinge, šarnir). Deo šarnirnog momenta koji zavisi od otklona, može u stacionarnom letu da se eliminiše trimerom, ali ako dođe do trenutnog povećanja napadnog ugla bez volje pilota (ulaz u neko uspono strujanje, na primer), pilot će osetiti reakciju-silu na palici, a da je nije pomerio.

Glavni izvor veličine navedenih koeficijenata je napadna ivica krmila i bilo kako smišljena i izvedena napadna ivica može da dâ i bilo kakve rezultate. To je bio slučaj sa napadnom ivicom krmila CP-1310: na prednji zid ramenjače krmila je zalepljena, po celoj duzini ramenjače, drvena kobilica preko koje je prevučeno platno. Tako izvedena, napadna ivica lici na napadnu ivicu nekog hipersoničnog aeroprofila tipa „diamant“ (samo zatupastu); bila je jednostavna za amatersku izradu, a u aerodinamičkom pogledu, za jedan amaterski sportski avion, nije bila loša. Ovim tim pre što taj „dijamant“ nije izlazio iz konture aeroprofila horizontalnog repa ni pri maksimalnom otklonu krmila. Samo, vazdušne strujnice ne slede samo konturu aeroprofila....

Posle letova na CP-1310, bilo mi je jasno da to da je palica aviona „tvrda“ dolazi zbog nekorektnog opstrujavanja i u prvom trenutku sam hteo da izbacim tu amatersku tvorevinu i da dam da se napadna ivica krmila realizuje kao što se to radi na svim (ili skoro svim) avionima i jedrilicama: napadna ivica je formirana od lepenke u formi jednog polucilundra (tj. cilindra presečenog uzduž) čije su ivice zalepljene za gornjaku i donjaku ramenjače i sve ojačano unutrašnjim polurebrima.

Mogao sam dati da se to preradi i da se alati za izradu modificiraju, ali nisam bio siguran da će to biti dovoljno za CP-100 i zato sam odlučio da ostavim napadnu ivicu kakva je, ali da aerodinamički uravnotežim krmilo sa „rogovima“ na dva ekstremiteta krmila i tako dobro smanjim  i . Proračun sam izveo koristeći odlične engleske izvore „Data sheet aerodynamic-Controls“. Rezultat je bio da je vrednost  gotovo dovedena na nulu, a  jako smanjena. Faktor „slobodne palice“ je doveden skoro na jedinicu, a time je razlika rezerve statičkog stabiliteta „slobodne palice“ i rezerve statičkog stabiliteta „držane palice“ minimizirana. To je dozvolilo da rezerva statičke stabilnosti u slučaju krajnje zadnje centraže bude reda velicine 4% srednje tetive krila.

Treba podvući da taj deo proračuna nije bio egzaktan i to zbog same koncepcije zadnjeg dela aviona: horizontalni rep je bio toliko povučen unazad („da se poveca krak između aerodinamičkog centra repa i aerodinamičkog centra krila“ !), da je horizontalno krmilo bilo zasečeno u oblikću trougla da bi dozvolilo otklone levo-desno vertikalnog krmila. Ta je formula dugo i dugo upotrebljavana dok nije neko, u Engleskoj ako se ne varam, ispitao u aerotunelu takva „usekovanija“. Pokazalo se da postoje (što je i sasvim normalno) parazitne izmene pritisaka gornjaka-donjaka horizontalnog repa u domenu vertikalnog krmila, vrtlozi na dva špica krmila itd. koji blago rečeno smanjuju njegovu efektivnu površinu, onu koja stabilizuje avion i površinu krmila koja je neophodna za manevrabilnost oko poprečne ose aviona. Zdravo i logično rešenje je da položaj horizontalnog repa prema vertikalnom repu bude takav da krmilo horizontalnog repa se otklanja gore-dole u zoni stabilizatora vertikalnog repa. Samo, to bi dovelo do dopunskih radova koje nisam mogao da dozvolim na prototipu.

Konačno, aerodinamički i statički uravnoteženo horizontalno krmilo je dalo satisfakciju pilotima („ komanda visine precizna i lagana“) čiji finalni rezultat je bio sila na palici u manevru 1,5 - 2,5 daN/g u zavisnosti od položaja centra težišta aviona. Taj rezultat je postignut kasnije „štelovanjem“ visinske komande tokom prikazivanja aviona u letu.

VERTIKALNI REP aviona CP-1310 nije uopšte odgovarao avionu CP-100 ni u pogledu stabilnosti oko vertikalne ose, a još manje u pogledu manevrabilnosti jednog akrobatskog aviona. Osim toga, i snaga motora je prešla od 105 KS na 160KS sa prespektivom da pređe na prototipu n°2 na 180 KS. Trebalo je projektovati novi vertikalni rep.

Princip koji sam postavio bio je sledeći: statička stabilnost i pokretljivost aviona oko vertikalne ose aviona zahtevaju da vertikalni rep, tj. njegov stabilizator i njegova krma treba da budu dozirani tako da izvod ugla skretanja po izvodu ugla otklona krmila bude jednak jedinici tj,

 

što pretstavlja odličnu vrednost (iskustvo sa HS-62!), i neophodnu za jedan akrobatski avion koji treba da omogući pilotu da lako izlazi iz kovita, izvrši brzi valjak i ranversman posle vertikalnog penjanja i pri maloj brzini leta.

Stabilnost „slobodne pedale“ treba da bude jednaka stabilnosti „držane pedale“ i koeficijent šarnirnog momenta  treba da bude blizak nuli aerodinamičkom kompenzacijom krmila uz pomoć roga. Usvojeni aeroprofil vertikalnog repa je bio je bio iz serije NACA 0000.

Treba dodati (i to je imalo posledica, navešćemo ih kasnije) da sila na pedali za željeni otklon krmila i za datu brzinu leta, zavisi i od kinematskog prenosa pedala-krmilo pa i od koncepcije same pedale. Duple nožne komande aviona su zadržane takve kakve su bile na CP-1310: obicni elementi varenih cevi koji prenose pokret jedne pedale pilota na odgovarajuću pedalu kopilota torzijom jedne cevi koja je vezana za pod kabine sa dva okova-lezista. Čiste amaterske nožne komande. Taj sistem, naravno, nije mogao komandovati kočnicama točkova aviona; postojala je jedna kočnica za dva točka, komandovana jednom polugom na instriment tabli aviona. Takav sistem je služio za samo parkiranje aviona na stajanci i za probu magneta motora pred poletanje, ali nikako za kontrolu pravca aviona pri rulanju. Ali kako se radilo o prototipu, to je bio „detalj koji ćemo srediti kasnije“!

<<<----  Uvod Struktura aviona CP-100 ---->>>