UNIVERZITET U SARAJEVUFAKULTET ZA SAOBRAAJ I KOMUNIKACIJE

SEMINARSKI RAD IZ PREDMETA:

Tehnika eksploatacija aviona

Tema rada: Avion Concorde

Predmetni nastavnik:

Asistent:

Student:Ahmetspahi Mujo

Broj indeksa:6440

Usmjerenje:ZS

Godina studija:2013/'14

Rezultat rada:

Januar 20141. UVOD

U okviru ovog seminarskog rada,ija je primarna svrha upoznavanje sa osnovama rada propulzivnih motora i osnova mehanike leta aviona,kao tema bie obraeni propulzivni motori kao i nadzvuni uvodnici sa unutranjim i kombinovanim sabijanjem,te naini regulacije nadzvunih uvodnika.Kao primjer na kojem se koriste propulzivni motori i nadzvuni uvodnici,uzet je jedini decenijama koriteni komercijalni avion za prevoz putnika nadzvunim brzinama odnosno avion Concorde.S obzirom na to da su nadzvuni uvodnici nezaobilazni dio Concorde-a,tema o nadzvunim uvodnicima nee biti posebno odvajana,ve e se o njoj detaljnije govoriti koroz samu obradu aviona.Takoer kroz seminarski rad e biti obraene i nadzvune brzine,odnosno postizanje maksimalne brtzine kao i druge bitne osobine aviona Concorde.

2. CONCORDE

Prve ideje o supersoninom zrakoplovu za prevoz putnika rodile se se jo kasnih 1950-tih godina.Bila je to ideja svjetskih sila poput Velike Britanije,Francuske,SAD-a i tadanjeg Sovjetskog Saveza koji su bili i sami zaetnici te ideje.Brtanska korporacija za vazduhoplovstvo i francuski Aerospatiale su sklopili sporazum o suradnji na takvom projektu pa su ve 1965. napravljena dva protitipa supersoninog aviona za prevoz putnika.U martu 1969. Concorde je napravio svoj prvi probni let a ve u oktobru iste godine je letio nadzvunim brzinama.Nakon prezentacijskog leta 1971. bilo je narueno preko 70 komada ali je samo njih 20 proizvedeno.Concorde je doao u pogreno vrijeme ili bolje reeno bio je daleko ispred svog vremena.Naime,poto je je ekonomska opravdanost takvog aviona bila skoro marginala,zbog naftne krize 70-tih godina mnogi su odustali od narube Concorde kao i zbog drugih injenica kao to su pad Concorde-ovog pandana iz SSSR-a,Tupolev-a TU-144 na aeromitingu u Parizu te ekoloke zabrinutosti u pogledu probijanja zvunog zida i buke pri uzlijetanju kao i emisije gaasova.Ipak,britanci i francuzi su nastavili sa projektom Concorde i prvi komercijalni letovi su poeli 1976. i nisu prestajali sve do 2003.godine kada je Concorde,ipak,prizemljen.

Concorde je bio jedini skoro 3 decenije koriteni nadzvuni avion za prevoz putnika, i kao takav, bio je, doslovno reeno, pionirski projekat za mnoge tehnike sisteme koji su implementirani u konstrukciji letjelice. Drugi komercijalni avion sa nadzvunim brzinam je bio ruski Tupolev Tu-144, koji je, iako ranije predstavljen i koriten u odnosu na Concorde, vrlo brzo prizemljen. Ogroman napor je uloen, kao i finansijska sredstva da bi sigurnost putnika bila, i za dananje standarde, na vrhunskom nivou, a isto tako, avion je maksimalno bio podeen da bi ispunio ono to je i zamiljeno, a to su nadzvune brzine putnikog aviona.

Slika br.1.:Concorde pri polijetanju

Tehniki gledano, Concorde je avion sa tzv. OG delta krilima i sa etiri snana Olympus turbomlazna motora sa forsaom, bazirani na onima koji su prvenstveno bili namjenjeni za stratekog bombardera Avro Vulcan, a koje su zajedniki pravili Rolls-Royce i SNECMA. Concorde je prvi civilni avion koji je imao fly-by-wire sistem kontrole leta, kao i oboreni nos, koji se koristio radi bolje preglednosti pri slijetanju i vonju pistom.Ova i mnoga druga tehnika rjeenja, doprinijeli su tome da je Concorde-ova prosjena krstarea brina bila 2,02 Mach-a, odnosno, priblino 2140 km/h, to je vie nego dvostruko vea vrijednost u odnosu na konvencionalne avione. Takoe, maksimalna krstarea visina je iznosila 18300 m. Prosjena brzina slijetanja je bila prilino visoka, 298 km/h.

Osnovne karakteristike Concorde-a:

Dimenzije i mase

Broj lanova posade9

Kapacitet (broj putnika)92 120 (128)

Duina61,66 m

Raspon krila25,6 m

Visina12,2 m

Povrina krila358,25 m2

Unutranja duina trupa39,32 m

Max. vanjska irina trupa2,88 m

Max. unutranja irina trupa2,63 m

Max. vanjska visina3,32 m

Max. unutranja visina1,96 m

Masa praznog aviona78700 kg

Masa korisnog tereta13380 kg

Max. koliina goriva95680 kg

Max. masa pri kretanju na tlu186880 kg

Max. masa pri uzlijetanju185000 kg

Max. masa pri slijetanju111130 kg

Slika br.2.:Osnovne linije Concorde-a

3.DIZAJN CONCORDE-A

Concorde je zrakoplov sa iljastim zaobljenim dvostrukim delta krilima ("OG delta wing") s etiri motoraRolls-Royce/Snecma Olympus 593, iji se razvoj temeljio na motorima razvijenima za strateke bombardereAvro Vulcan. Motori su bili zajedniki projekt britanskog Rolls-Roycea i francuske SNECMA-e. Takoer, to je bio prvi civilni zrakoplov s analognimfly-by-wireupravljakim sistemom, i prvi sa sputajuim prednjim nosom radi bolje vidljivosti pri polijetanju i slijetanju.Glavni dizajner projekta bio je Pierre Satre, s Archibaldom Russellom kao zamjenikom.[10]Ove i druge znaajke omoguavale su prosjenu brzinu krstarenja od 2.02 Macha ili oko 2140km/h, s maksimalnom visinom leta od 18 300m, dvostruko vie u odnosu na konvencionalne avione. Prosjena brzina slijetanja od 298 km/h bila je relativno visoka.

Concorde je prokrio put mnogim novim tehnologijama.Za visoku brzinu i optimizaciju leta:-Dvostruka delta iljasta zaobljena krila.-Inlet ramps(profili na otvorima motora) promjenjivog nagiba kontrolirani kompjutorom.[11]-Mogunost trajnog nadzvunog leta bez dodatnog sagorijevanja goriva u motorima (Supercruise).-Thrust-by-wiremotori, prethodnici dananjih motora upravljanihFADEC-om.[12]-Nos promjenjivog nagiba radi bolje vidljivosti pri slijetanju.-Za smanjenje teine i poboljane performanse:Brzina krstarenja 2.04 maha[13](2200 km/h) radi optimalne potronje goriva (nadzvuni aerodinamiki otpor minimalan premda turboreaktivni motori imaju manju potronju na velikim brzinama).-Veinom aluminijska konstrukcija radi male teine i relativno konvencionalne izrade (vee brzine iskljuile bi upotrebu tog materijala).-Autopilot i automatsko podeavanje snage (potiska) motora omoguavaju automatsku kontrolu zrakoplova od penjanja do slijetanja.-Elektrini analognifly-by-wirekontrolni sustavi leta.-Multifunkcionalne upravljake povrine.-Visokotlani hidrauliki sistem od 28 MPa za lake hidraulike sistemske komponente.-Sustav elektronikih konicabrake-by-wire.-Razmjetaj goriva oko trupa radi kontole centra ravnotee.-Djelovi izraeni glodanjem iz jednog komada radi smanjenja broja djelova, smanjenja teine i poveanja vrstoe.[14]-Nedostatak pomonog motora (kao generatora), radi koritenja Concordea samo na velikim aerodromima gdje je uvijek na rasploganju vanjsko napajanje.Glavno je nasljee razvojnog programa Concordea u iskustvu steenom za kasnije projektiranje i izradu zrakoplova konzorcijaAirbus.[15]SudjelovanjeSnecma Moteursau programu pripremilo je ulazak te kompanije u dizajn i proizvodnju motora za civilne avione, to je Snecma-i zajedno sGeneral Electricomotvorilo put ka osnivanjuCFM Internationalai proizvodnji uspjene serije motoraCFM International CFM56.Premda je Concorde kada je 1970-ih uveden u promet bio tehnoloki izvanredno napredan, 30 godina kasnije njegov cockpit, s analognim indikatorima i prekidaima, izgledao je zastarjelo. Bez stvarne konkurencije, nije bilo komercijalnog pritiska za tehnolokom nadogradnjom s najnovijom avionikom ili komforom uputnikoj kabinikao u zrakoplovima iz istog doba, npr.Boeingu 747.Kljuni partneriBAC(kasnijeBAE systems) iAerospatiale(kasnije spojen uEADS) bili su zajedniki vlasnici Concordeovog homologacijskog lista. FormiranjemAirbus SAS-a, nadlenost za homologacijski list transferirana je na Airbus.

4.MOTORI CONCORDE-A

Radi ekonomske odrivosti, Concorde je morao letjeti na razumno duge distance, to je zahtjevalo malu potronju. Za optimalan nadzvuni let bili su uzeti u obzir turboventilatorski motori, ali od toga se odustalo radi velikog promjera takvih motora koji bi izazvao veliki aerodinamiki otpor. Ustanovljeno je da su turboreaktivni motori najbolji izbor, te je odabran motorRolls-Royce/Snecma Olympus 593 s dvostrukim kompresorom, verzija motora razvijenog za strateki bombarderAvro Vulcan,kasnije razvijenog u nadzvuni motor sa dodatnim sagorijevanjem, te potom prilagoen Concordeu.

Pogonsko postrojenje

Motori 4 turbomlazna forsana motora, Rolls-Royce/SNECMA Olympus 593

Potisak (bez forsaa), po jednom motoru140 KN

Potisak (sa forsaom), po jednom motoru170 KN

Slika br. :Presjek Olympus 593 motora

Performanse

Max. Brzina2330 km/h (2,2 Ma)

Domet7250 km

Plafon leta (krstarei)18300 m

Brzina penjanja25,41 m/s

Odnos: potisak/masa373

Potronja goriva (pri max. dometu)13,2 kg/km

Dizajn ulaznih otvora na motorima bio je presudan. Svi konvencionalni mlazni motori mogu primati zrak samo pri brzinama od oko Mach 0.5, te se radi toga zrak mora usporiti sa Mach 2.0 pri ulasku u otvore. Concorde je posebno morao kontrolirati udarne valove tih redukcija brzine zraka radi izbjegavanja oteenja motora. To je omogueno parom ploa na otvorima motora (intake ramp) i dodatnim zakrilcem ija se pozicija radi usporenja zraka mijenja tijekom leta. Ploe su bile na vrhu kuita motora i pomicane prema dole, te je dodatno zakrilce pomicano gore i dole, to je zraku omoguavalo da struji unutra ili van. Za vrijeme polijetanja, kada su motori pod velikim optereenjem, ploe su bile u ravnom poloaju, a dodatno zakrilce uvueno radi vee potrebe motora za zrakom. Pri ubrzavaju prema Mach 0.7 zakrlice se zatvaralo; pri brzini Mach 1.3 ploe su poele djelovati, uklanjajui zrak iz motora koji je tada koriten za presurizaciju kabine. Pri brzini Mach 2.0 ploe su pokrile polovicu njihove mogue distance. Takoer su olakavale posao kompresorima jer nisu samo komprimirale zrak ve su poveavale i temperaturu zraka.

Kvar motora stvara velike probleme na konvencionalnim podzvunim zrakoplovima; avion ne gubi samo potisak na toj strani, ve je motor i veliki izvor aerodinamikog otpora, to uzrokuje zakretanje i naginjanje u smjeru pokvarenog motora. Da se pri nadzvunim brzinama to dogodilo Concordeu, u teoriji bi izazvalo katastrofalni lom strukture. Kako pri kvaru motor nema potrebe za zrakom, neposredni efekt kvara motora na Concordeu bio bi otvaranje dodatnog zakrilca i puna ekstenzija ploa, koje bi skretale zrak ispod motora, ponitavajui efekt otpora pokvarenog motora. Na testiranjima Concorde je bio sposoban zatvoriti oba motora na istoj strani aviona pri brzini Mach 2 bez ikakvih problema u kontroli. Zrakoplov je koristio dodatno sagorijevanje pri polijetanju i kroz zvunoj akceleraciji izmeu Mach 0.95 i 1.7, dok je bilo iskljueno u svim ostalim sluajevima. Motori su bili sposobni dostii Mach 2 bez dodatnog sagorijevanja, ali otkriveno je da se na taj nain troi vie goriva, jer zrakoplov znatno vie vremena leti u visokom krozzvunom aerodinamikom otporu, iako dodatno sagorijevanje ima relativno veliku potronju.

Radi velike potronje mlaznih motora pri niskim brzinama, Concorde je troio dvije tone goriva rulanjem po pisti.Kao tednja goriva samo su dva vanjska motora bila ukljuena nakon slijetanja. Potisak dva motora bio je dovoljan za rulanje do platforme radi male teine zrakoplova nakon slijetanja.S druge strane, pri brzinama od Mach 2, Concordeovi mlazni motori bili su potronjom najefikasniji na svijetu.

5.UVODNICI VAZDUHA

5.1 Zadaci uvodnika

Uvodnici vazduha kod turbomlaznih motora imaju zadatak da efikasno pretvore kinetiku energiju struje nadolazeeg vazduha u potencijalnu energiju. Ta transformacija, koja se u stvari ogleda o koenju nadolazeeg vazduha, razlikuje se kod raznih vazduhoplova i zavisi od njihove brzine leta, datih najee preko Mahovog broja (Ma). Zbog velike razlike u izvedbama i nainu funkcionisanja razlikuju se dvije grupe uvodnika:- uvodnici vazduha TMM za dozvune i manje nadzvune brzine leta,- uvodnici vazduha za nadzvune brzine leta vazduhoplova.

Proces pretvaranja kinetike energije vazduha u potencijalnu dobiva poseban znaaj kod visokih brzina leta u nadzvunoj oblasti, kad raste uloga ukupne kompresije vazduha u uredjajima pogonske grupe. U tom sluaju posebnu ulogu dobija uvodnik vazduha, to se moe pokazati slikom 4, na kojoj je data promjena stepena poveanja pritiska u uvodniku u=p1*/po u zavisnosti od brzine leta Ma. Iz dijagrama se vidi brz porast u sa poveanjem brzine leta vazduhoplova. Pri brzini Ma4,0 postie stepen poveanja pritiska u uvodniku vei od optimalnog stepena poveanja pritiska u ciklusu.

To znai, da pri brzinama leta Ma4,0 moe da se postigne dovoljno sabijanje vazduha u uvodniku za ostvarenje visoke efikasnosti radnog ciklusa, bez potrebe da se vazduh sabija u kompresoru.Uvodnik treba da obezbjedi normalan rad TMM kroz pouzdanu i visoku efikasnost sabijanja vazduha u svim uslovima rada. Za normalan rad ostalih dijelova TMM treba se obezbijediti propisana brzina struje u izlaznom presjeku uvodnika, za to su potrebne intervencije regulacionih organa kod jaih promjena stanja okoline i uslova leta. Uvodnik treba obezbijediti odredjenu stabilnost u radu, kako bi se postigla stabilnost rada pogonske grupe kao cjeline. U pogledu stabilnosti rada uvodnika karakteristine su pojave pulzacija na ekstremnim reimima eksploatacije, koje se karakteriu amplitudama i frekvencijama. Ove tetne pojave moraju se drati u dozvoljenim granicama pomou uredjaja automatske regulacije u uvodnom sistemu.Pored toga to po svojoj funkciji uvodnik pripada strukturi pogonske grupe, on takodje pripada i strukturi vazduhoplova. Kod umjerenih dozvunih brzina moe se uzeti da rad uvodnika ne zavisi od reima leta aviona i da su medjudejstva neznatna. Kod veih brzina, pogotovo u oblasti nadzvunih brzina, poveava se medjusobni uticaj uvodnog sistema i aviona i to u jaoj mjeri pri brzinama Ma>2,5.Kod uskladjenog djelovanja moe se znatno skratiti period dejstva regulacionih elemenata u uvodnom sistemu.

Jedan od najvanijih zahtjeva koji se postavlja uvodniku jeste njegov efikasan rad u odnosu na pogonsku grupu i kod promjene napadnog ugla i pri klizanju aviona. Promjene tih uglova su neizbjene pri manevrima vazduhoplova.

5.2 Pokazatelji rada uvodnika

Postoji vei broj pokazatelja koji karakteriu efikasnost rada uvodnog sklopa. Ovdje e se navesti samo osnovni koji se najee koriste.Koeficijent odranja totalnog pritiska ili koeficijent redukcije totalnog pritiska karakterie gubitke u uvodniku, koji utiu na nain strujanja gasa po unutranjim i spoljanjim njegovim povrinama. U stvari ovaj koeficijent obuhvata proces koenja struje vazduha u uvodniku i definie se odnosom totalnih pritsaka u izlaznom presjeku uvodnika (p1*) i u presjeku neporemeene struje vazduha na ulazu (po*):

gdje su: po i Mao statiki pritisak i Mahov broj u presjeku neporemeene struje vazduha, a (Mao)=1+Mao2(-1)/2-/(-1) je funkcija gasne dinamike. Pomou koeficijenta odranja totalnog pritiska u moe se procijeniti efikasnost energetske transformacije uvodnog sklopa, odnosno, gubitke na trenje i vrtloenje pri prolasku vazdune struje. Gubici na trenje obuhvataju trenje estica vazduha na zidovima, kao i njihova medjusobna trenja. Gubici vrtloenja nastaju zbog odvajanja graninog sloja sa zidova uvodnog sistema i zavise od ugla divergencije ulaznog otvora uvodnika (kod veih uglova >6o nastaje osjetniji pad u). Jae smanjenje u smanjuje totalne pritiske u ostalim dijelovima motora, a time i sam potisak.

Iz gornjeg izraza slijedi da kod potpunog gubitka kinetike energije nadolazee struje postaje p1*=po tako da je tad u=(Mao). Ako ne postoji gubitak kinetike energije tad je p1*=po* i u=1.

Stepen poveanja pritiska u uvodniku definie se odnosom totalnog pritiska na izlazu iz uvodnika p1* i statikog pritiska u neporemeenoj struji ispred uvodnika po:

Kod nadzvunih brzina leta aviona intenzitet energetske transformacije zavisi od vrste procesa kompresije vazduha u uvodniku i nivoa brzine, to pokazuje zavisnost u=f(Ma) na slici 4.

Slika 4. Zavisnost u =f(Ma) pri raznimprocesima kompresije u uvodniku

Najintenzivnije poveanje u sa porastom nadzvune brzine nastaje kod izentropske kompresije, tj. kod idealnog sluaja bez gubitaka (1). Kriva 2 odnosi se na kompresiju u uvodniku kroz kose udarne talase i jedan normalni udarni talas iza njih, a kriva 3 na kompresiju kroz normalni udarni talas. Kod realizovanih uvodnika kompresija nadzvune struje vri se prema sluaju 2.

Stepen poveanja pritiska u uvodniku karakterie praktino kvalitet transformacije energije u toku procesa sabijanja vazduha u uvodniku i direktno utie na procese u ostalim dijelovima motora, pa time i na silu potiska. Sa poveanjem u poveava se i sila potiska.

Koeficijent protoka vazduha kroz uvodnik predstavlja odnos stvarnog protoka vazduha kroz uvodnik i protoka koji se odredjuje prema geometrijskom poprenom presjeku njegovog ulaza (Au) i prema parametrima u neporemeenoj struji (o, Vo). Ako se sa Ao' oznai povrina struje neporemeenog toka vazduha kroz koju protie masa vazduha koja je jednaka stvarnom protoku vazduha kroz uvodnik, tad se gornja definicija moe pisati:

Koeficijent protoka vazduha pokazuje indirektno i na ukupne gubitke u uvodnom sklopu. Realizacija uvodnika sa visokim koeficijentom protoka predstavlja kompleksan zahtjev posebno kod uvodnika za visoke nadzvune brzine. Visoke vrijednosti koeficijenta protoka vazduha kroz uvodni sklop direktno doprinose poveanju efektivnog potiska. Kod dozvunih uvodnika koeficijent se mijenja u irokim granicama i moe imati vrijednosti >1 i 3 dozvuni uvodnik Pito uvodnik - postaje neefikasan. U tom sluaju se koristi nadzvuni tip uvodnika.

U zavisnosti od konstrukcije aviona i mjesta ugradnje motora uvodnici se mogu podijeliti na:- eone, koji se postavljaju u prednji dio trupa aviona,- bone, koji se postavljaju na bonim stranama trupa aviona,- krilne, kod kojih se ulazni otvor poklapa sa napadnom ivicom krila, a motor moe da se nalazi u trupu ili na krilu.

S obzirom na oblast brzina leta uvodnici se dijele na:- dozvune (subsonine) kod kojih je maksimalna brzina leta manja od brzine zvuka, tj. Mo1,0.

Razlika izmedju ova dva tipa uvodnika proizilazi iz specifinosti procesa pretvaranja kinetike u potencijalnu energiju pri dozvunim i nadzvunim brzinama leta.

U pogledu oblika poprenog presjeka uvodnici mogu imati:- kruni,- prstenasti,- kvadratni ili pravougaoni,- elipsasti,- kombinovani ili drugi specifini oblik poprenog presjeka.

Kao tema ovog projekta su nadzvuni uvodnici sa unutranjim i kombinovanim sabijanjem, pe e se dalje razmatranje uvodnika vazduha svesti na takve tipove uvodnika.

5.3 Nadzvuni uvodnici

Ukoliko se ispravno konstruisan podzvuni uvodnik nadje u nadzvunoj vazdunoj struji, na njegovom ulazu e se obrazovati normalni udarni talas (NUT). Kroz NUT e se vriti naglo smanjivanje brzine strujanja sa nadzvune na podzvunu, a unutar uvodnika e strujanje biti isto kao da se uvodnik nalazi u podzvunom strujanju. Ako se nadzvuna vazduna struja koja ima brzinu Ma=1,8 prevodi preko jednog NUT-a, moe se ostvariti stepen odranja totalnog pritiska oko u0,8. Za brzine Ma>1,85, u ovom sluaju stepen odranja totalnog pritiska naglo opada (sl. 7).

Na slici 7. je prikazana zavisnost u=f(Ma) za razne naine prelaska iz nadzvune u podzvunu oblast brzina. Vidi se da se podzvuni uvodnik sa jednim NUT-om moe koristiti samo do oko Ma1,3 1,4 jer pri veim nadzvunim brzinama nastaje vrlo veliki pad u zbog velikih energetskih gubitaka u vazdunoj struji pri prelasku sa npr. Ma=3,0 na Ma=0,5 0,7. Prema tome, potrebno je u odredjenoj mjeri i to postepeno usporiti vazdunu struju na Ma1,2 i onda je kroz NUT prevesti u podzvunu oblast brzina. Ovo usporavanje moe se izvriti kroz kose udarne talase (KUT).

Slika 7. Zavisnost koeficijenta odranja totalnog pritiska od brzine leta

Na slici 7. krive za m2 prikazuju zavisnost u=f(Ma) kod uvodnika za nadzvune brzine, koji su tako konstruktivno izvedeni da izazivaju obrazovanje kosih udarnih talasa kroz koje se vri usporavanje vazdune struje. Na osnovu aerodinamike velikih brzina poznato je da vazduna struja prolazei kroz KUT ostaje nadzvuna, a pritisak u vazdunoj struji se poveava na raun smanjivanja brzine. Poto brzina vazduha u optem sluaju pred kompresorom mora biti podzvuna, jasno je da e se na nekom mjestu unutar uvodnika formirati NUT kroz koji e se nadzvuna struja vazduha prevesti u podzvunu oblast brzina. Kod podzvunog uvodnika pri Ma1,4 na ulazu nastaje NUT, kroz koji se nadzvuna brzina prevodi u podzvunu (m=1; 0 KUT+1 NUT).

Ispitivanja pokazuju da je pri brzini leta sa Ma=1,4-1,9 dovoljna kombinacija 1 KUT+1 NUT (m=2), za Ma=2,0-2,5 dovoljna je kombinacija 2 KUT-a+1 NUT (m=3), dok je za Ma>3,0 potrebno tri i vie KUT-a ispred NUT-a.

Zavisno od mjesta gdje se vri sabijanje vazdune struje, u konstruktivnom pogledu mogu se razlikovati tri tipa uvodnika za nadzvune brzine:- uvodnici sa spoljnjim sabijanjem,- uvodnici sa unutranjim sabijanjem,- uvodnici sa kombinovanim sabijanjem.

5.3.1 Nadzvuni uvodnici sa unutranjim sabijanjemZa uvodnik sa unutranjom kompresijom predlagan je poznati De Lavalov mlaznik, koji se sastoji od konvergentnog ulaznog dijela i divergentnog izlaznog dijela, izmedju kojih je najui zaobljeni dio sa minimalnim poprenim presjekom (grlom).

Zanemarujui gubitke, unutranje sabijanje u ovom mlazniku obavlja se na slijedei nain:- od ulaznog presjeka u konvergetntnom dijelu nadzvuna struja se usporava kroz niz reflektovanih KUT-a i prelazi u podzvunu kroz NUT koji nastaje u blizini ispred grla,- u preostalom konvergentnom dijelu od NUT pa do grla vazduna struja se ubrzava i u samom grlu postie brzinu zvuka (Ma=1),- u divergentnom dijelu uvodnika zadrava se brzina Ma>1 i na nekoj udaljenosti iza grla nastaje NUT iza kojeg je podzvuna brzina.

Pri stvarnom strujanju u ovom uvodniku nastaje granini sloj po cijeloj njegovoj duini. Ukoliko bi se uvodni konvergentni nadzvuni dio izveo izlomljen radi obrazovanja KUT-a, dolo bi do uzajamnog djelovanja udarnih talasa i graninog sloja i odcjepljenja vazdune struje i poremeaja strujnog toka. Prema tome, da bi se postigla priblino izentropska kompresija, treba se izvesti gladak konvergentni dio KONDI mlaznika, dok bi njegov divergentni dio trebao imati perforacije za odvodjenje graninog sloja. Pored ovog, problematino je i uspostavljanje rada uvodnika na proraunskom reimu (tzv. zaputanje uvodnika), kad je Map1R u kom sluaju se javlja NUT ispred ulaza.

Kako je ve zakljueno, kod odstupanja brzine leta Ma u odnosu na raunsku MaR za koju je projektovan uvodnik prema slici 8. dolazi do poremeaja strujanja. Ako se povea Ma u odnosu na MaR ne remeti se nadzvuni tok na ulazu, povrina grla postaje vea od optimalne za ovaj sluaj, a strujanje u grlu nadzvuno i ono se prevodi u dozvuno uz dodatne gubitke u NUT-u koji nastaje u divergentnom dijelu. Pri tome promjene p1 utiu isto kao kod MaR.

Slika 8. Uticaj promjene p1 kod uvodnika sa unutranjim sabijanjem pri Ma=MaR

Kod smanjenja Ma ispod MaR, povrina grla postaje manja od optimalne, to kod neregulisanog uvodnika ovog tipa izaziva NUT ispred ulaza.

Uklanjanje NUT-a ispred ulaza (zaputanje uvodnika) pri smanjenju kontrapritiska p1 moe se postii na slijedee naine:- poveanjem brzine leta Ma do odredjene granice iznad MaR (pri konstantnim povrinama ulaza Au i grla AG),- sistemom regulacije presjeka grla (AG),- kanalima za prevodjenje dijela vazduha iz konvergentnog dijela u divergentni.

Dakle, zbog specifinih uslova pri zaputanju uvodnika za unutranje sabijanje nadzvune struje vazduha na neproraunskim reimima rada, neophodna je njegova regulacija.

5.3.2. Nadzvuni uvodnici sa kombinovanim sabijanjemKod ove vrste uvodnika ostvaruje se spoljanje i unutranje sabijanje.Smanjenje nadzvune brzine strujanja vri se kroz KUT-e (spoljanje sabijanje), a daljnje smanjenje brzine izvodi se u unutranjem dijelu uvodnika kroz sistem reflektujuih KUT-a (unutranje sabijanje), dok se nadzvuno strujanje koje postoji u najuem presjeku prevodi kroz NUT (nastao u grlu, ili neto iza njega), u podzvuno strujanje vazduha. Kod ovog tipa uvodnika, unutranji kanal uvodnika ima ulogu kao kod nadzvunog uvodnika sa unutranjim sabijanjem. Cilj je da se postigne postpeno usporavanje nadzvune struje jer to omoguava da se postigne visoka vrijednosti u. Uticaj graninog sloja smanjuje se na isti nain kao kod uvodnika sa spoljanjim sabijanjem pomou perforacija, slivnika i vrtlonika. Primjenjuju se kod aviona koji lete visokim nadzvunim brzinama.

Na slici 9. prikazane su dvije proraunske eme za brzinu leta MaR=2,5 koja se prevodi u podzvunu pomou 4 udarna talasa i to kod prve pomou 2 vanjska i 2 unutranja (a), a kod druge pomou 1 vanjskog i 3 unutranja udarna talasa (b, gdje su date dvije sline izvedbe). Sa slike 9. vide se razlike u oblicima spoljanje obloge i centralnog konusa, visinama kanala i njegovim duinama. Smanjenjem visine uvodnika smanjuju se njegova masa i spoljanji otpori. Poveanje duine uvodnika uslovljava poveanje njegove mase i unutranjih otpora (sluaj b).

Slika 9. Proraunske eme uvodnika sa kombinovanim sabijanjem sa 4 udarna talasa

5.4 Regulacija nadzvunih uvodnika

Pri projektovanju uvodnika za nadzvune brzine strujanja vazduha postavljaju se slijedei zahtjevi:- doziranje tano odredjenog masenog protoka vazduha za potrebe kompresora, odnosno, pogonske grupe u cjelini,- stabilno proticanje vazdune struje bez prekida i oscilacija parametara strujanja,- maksimalna efikasnost, odnosno, to vei koeficijent odranja totalnog pritiska u i koeficijenta protoka , - minimalni aero-otpori uvodnika,- laka i jednostavna konstrukcija, itd.

Pri odredjenoj brzini leta aviona navedeni zahtjevi mogu se relativno lako ispuniti, ali pri letu sa promjenljivom brzinom problem uskladjivanja mogueg i potrebnog protoka zahtijeva uvodjenje regulacije protoka vazduha. Medju brojnim metodama regulacije protoka vazduha osnovne su dvije:- primjena promjenljive geometrije uvodnika, i- uskladjenje rada kompresora kako bi se najbolje iskoristili raspoloivi protok i pritisci vazduha.Prethodni zahtjevi mogu se ispuniti za proraunski reim rada uvodnika pravilnim izborom uglova skretanja struje na centralnom konusu i i uglova obloge uvodnika u koji obezbjedjuju u=umax i =1,0 za izabrani proraunski reim leta Ma=MaR (sl.10.).

Slika 10. Osnovni konstruktivni parametri nadzvunog uvodnika

Zbog neuskladjenosti raspoloivog masenog protoka vazduha kroz uvodnik i potrebnog protoka za rad turbomlaznog motora pri brzinama leta koje se u znatnoj mjeri razlikuju od proraunske brzine, nadzvuni uvodnik sa konstantnom geometrijom protonog profila moe da obezbijedi stabilno strujanje samo u relativno uskoj oblasti brzina leta aviona. Karakteristike uvodnika na eksploatacionim reimima, mogu se poboljati regulacijom pojedinih njegovih dijelova. Pomou regulacije prvenstveno se treba obezbijediti odredjena povrina kritinog (najueg) presjeka uvodnika (G) i maksimalno mogua vrijednost u pri konstantnim dopunskim gubicima (Cxu). Da bi se obezbjedio potreban presjek grla G u stvari treba obezbijediti odredjeni odnos G/Au. Regulisanje Au u praktinoj izvedbi je sloeno, mada kod ravnog uvodnika (pravougaonog) postoji relativno jednostavno rjeenje (sl.11a). Pored podeavanja G kod nekih rjeenja regulie se istovremeno jo neka veliina. Tako je na slici 11b prikazana promjena kritinog presjeka AG i ugla nagiba povrina centralnog konusnog tijela (k), ime se utie na u.

Slika 11. Regulacija uvodnika sa spoljanjim sabijanjem vazduha

Na slici 11c regulacija protonog kritinog presjeka vri se aksijalnim pomjeranjem centralnog konusa, pri emu se obezbjedjuje presjek prvog KUT-a na ulaznoj ivici i koeficijent protoka =1. Ako se ostvari istovremena regulacija AG i p1 postie se minimalan i konstantan koeficijent otpora. Poloaj centralnog konusa odredjuje se odnosom ili uglom .

Pomou otvora na spoljanjoj oblozi (sl.11 d) proputa se viak vazduha u sluaju porasta kontrapritiska p1, tako da se time spreava UT i postie koeficijent =1 i Cx=const. Zbog gubitka dijela sabijenog vazduha i spoljanjeg otpora na otvoru, viak se odvodi u izduvni vod.

Ukoliko bi se proveli svi naini regulacije dobili bi se vrlo komplikovani i teki uvodnici. Kod uvodnika za avione sa brzinskim podrujem Ma=0-2,0 koriste se najee izvedbe prema slici 11c,d.

Regulacija nadzvunih uvodnika kaj je primjenjana na Concorde-u najvie lii na na onu sa slike 11d, s tim da na Concorde-ovim uvodnicima nema klasinih konusnih tjela ve se regulacija vri sputanjem i dizanjem varijabilnih rampi koje se nalaze u sklopu uvodnika, za potrebnu situaciju tokom leta. Ovakav nain regulacije i oblika uvodnika obezbjeuje enormnu snagu na izlazu iz TMM-a, pa ak i do 63% snage se dobije na osnovu oavakve regulacije uvodnika tokom supersoninog leta. Karakteristine pozicije varijabilnih rampi na uvodnicima su prikazane na sljedeim slikama:

Pozicija 1: koristi se subsonine brzine odnosno uzlijetanje; tada je potreban maksimalan protok zraka kroz motor pa su rampe na ulazu i zasuni na spoljanjoj oblozi maksimalno podignuti odnosno otvoreni a sekundarna vrata zatvorena da sav vazduh ulazi u motor zasuni na spoljanjoj oblozi se otvaraju aerodinamiki, tj. poinju se zatvarati sa poveanjem Mach-ovog broja , a potpuno se zatvore kada ta vrijednost dostigne Ma=0,93.

Slika 12. Poloaji rampi i zasuna pri uzlijetanju

Pozicija 2: koristi se ubrzo nakon polijetanja tada avion ulazi u fazu smanjenja buke, iskljuuje se forsa i redukuje snaga, sekundarni mlaznici su i dalje otvoreni da bi se omoguilo to vee proticanje zraka i time smanjila buka na izlazu sekundarna vrata za zrak su otvorena da bi se omoguilo strujenje vazduha oko motora

Slika 13. Poloaji rampi, zasuna i mlaznika nakon polijetanjaPozicija 3: koristi se na supersoninim brzinama zasuni su zatvoreni, a rampe su postavljene na polovinu njihovog hoda tako da se formiraju udarni talasi na usni uvodnika u ovom sluaju, samo 8% snage dolazi od motora, 29% od mlaznika, a ak 63% od uvodnika vazduha!

Slika 14. Poloaj rampi, zasuna i mlaznika pri supersoninim brzinama

Pozicija 4: koristi se u sluaju kvara na motoru na supersoninim brzinama vrata na spoljanjoj oblozi su otvorena da bi se ispustio nepotrebni zrak

Slika 15. Poloaj rampi i vrata na oblozi u sluaju kvara na motoru

Pozicija 5: koristi se nakon to se tokovi aviona spuste na pistu da bi se kontra snaga, odnosno da se avion uspori rampe i zasuni se otvaraju da se omogui maksimalan protok vazduha a sekundarni mlaznici se sklapaju u koaru usmjeravajui struju vazduha prema naprijed

Slika 16. Poloaj rampi i zasuna u sluaju usporavanja na pisti

6. DELTA KRILA CONCORDE-A

Tanka delta krila imaju zaista jednostavan izgled, iako je vjerovatno najvie panje posveeno upravo dizajnu krila, u odnosu na ostale dijelove aviona. Na krilima klasinih subsoninih aviona moe biti i preko 50 kompleksnih pokretnih dijelova i sprava koje se koriste za upravljanje avionom. Concorde to nema. Zapravo, njegovo jedno delta krilo ima samo 6 diuih izlaznih ivica, koje zamjenjuju klasine podizae i krilca.

Krila Concorde-a su najbolji kompromis izmeu krila koje obezbjeuje dovoljno sile uzgona na malim brzinama, i oblika koji je potreban za letenje supersoninim brzinama. Supersonino letenje zahtijeva duga tetiva, vitka krila sa kratkim rasponom koja obezbjeuju silu uzgona na viskim brzinama i dalje zadravajui malu vrijednost otpora.

S druge strane gledajui, ovakav dizajn krila takoe obezbjeuje prelazak iz subsoninih u supersonine brzine bez veih poremeaja uzdune statike stabilnosti. Pri tim brzinama dolazi do pomjeranja netralne take, prema nazad. Iako su krila oblikovana tako da se maksiamlno izbjegne to etanje neutralne take, ipak je ostalo jo 2 metra etanja neutralne take. Taj problem je rjeen tako to se na tim brzinama vri presipanje goriva iz jednih rezervoara u druge i time mjenja raspored teina u avionu i neutralie pomjeranje neutralne take.

Slika 3. Izgled delta krila

7. NOS CONCORDE-A

Zbog svojih brzinskih karakteristika Concorde mora biti jako aerodinamian, sa dugakim zailjenim nosom da bi se poveala aerodinamika efikasnost odnosno smanjili otpori. Tokom uzlijetanja i slijetanja, avion se morao nalaziti pod velikim napadnim uglom zbog oblika svojih krila. U takvim sluajevima, podignuti nos aviona je spreavao pilote da imaju jasnu preglednost, tako da se iznalo rjeenje u obliku nosa koji bi se po potrebi mogao sputati i dizati. Zbog temperatura koje se stvaraju prilikom letenja velikim brzinama, vjetrobransko staklo je moralo biti takoe aerodinamini i zatitno te blago obojeno, ali se tokom sputanja i dizanja nosa i vjetrobransko staklo moralo pomjerati tako da je avion imao 2 vjetrobranska stakla. etiri pozicije nosa specifine i svaka je za razliitu namjenu:

Pozicija 1: nos i vjetrobransko staklo su potpuno postavljeni u gornju poziciju koristi se za supersonine letove i kada je avion parkiran

Slika 17.Pozicija 1

Pozicija 2: nos podignut skroz gore, vjetrobransko staklo uvueno u nos koristi se za kratke subsonine letove, tj. prelete, i ienje vjetrobranskog stakla

Slika 18. Pozicija 2

Pozicija 3: nos sputen za 5 stepeni, vjetrobransko staklo uvueno u nos koristi se za uzlijetanje i kretanje po pisti (taksiranje)

Slika 19. Pozicija 3

Pozicija 4: nos sputen za 12,5 stepeni, vjetrobransko staklo uvueno u nos koristi se za slijetanje i taksiranje, mada se brzo vraa u poziciju 3 da bi se izbjegla eventualna oteenja

Slika 20. Pozicija 4

8. MAKSIMALNA BRZINA CONCORDE-a

Prosjena brzina kojom je Concorde letio, iznosila je 2,02 Ma ( 2140 km/h), dok je brzina na kojoj je bila optimalna potronja goriva iznosila 2,04 Ma (2200 km/h). Iako je stepen korisnosti turbomlaznih motora najvei pri maksimalnoj brzini aviona, otpori koji vladaju na brzini 2,04 Ma su manji tako da je i potronja manja.

Maksimalna brzina koju Concorde moe postii je 2,2 Ma (2330 km/h). Teoretski, avion moe postii i veu brzinu, ali zbog svoje konstrukcije koja je, uglavnom, od aluminija, ne smije prelaziti granicu od 2,2 Ma zbog deformacija na konstrukciji koje bi se javile usljed velikih otpora i temperatura koje se stvaraju pri tim brzinama.

Da bi avion letio horizontalno, moraju sve sile koje djeluju na avion biti u ravnotei:

Gdje je:

- koeficijent otpora krila za

- koeficijent uzgona ( za i )

- povrina krila aviona, odnosno

- ukupna povrina aviona (dobijena raunom, tana veliina povrine aviona nije poznata)

Slika 21. Sile koje djeluju na avion

Djeljenjem prethodnih jednaina i skraivanjem, dobija se jednaina potrebnog potiska sa horizontalni let:

A jedanina za , dobija oblik:

Iz ove jednaine slijedi da je maksimalna brzina aviona:

Za teinu G, uzima se vrijednost koja uzima u obzir teinu potroenog goriva do uspostavljanja maksimalne brzine, pa tako teina aviona G iznosi:

Gustina vazduha na visini na kojoj avion postie maksimalnu brzinu se rauna prema obrascu:

Ovim obrascem se dobija priblino tana vrijednost koja zadovoljava proraune (obrazac je uzet sa NASA-ine internet stranice).Visina na kojoj Concorde postie maksimalnu brzinu je 18300 m.Slijedi da je:

Dobija se da je brzina:

Dobivena brzina je vea od stvarne brzine aviona, ali poto avion teoretski moe postii i vee brzine od 2330 km/h, te uzimajui u obzir da je dosta veliina pretpstavljeno ili priblino tano, dobivena brzina se moe smatrati validnom.

9. KARAKTERISTINI SISTEMI CONCORDE-A

Zbog velike brzine pri polijetanju (400 km/h), Concorde je morao imati odline konice u sluaju prekida polijetanja. Concorde-ove konice su bile meu prvim koje su imale sistem protiv blokiranja tokova, odnosno ABS. Matreijal konica je bio na ugljinoj bazi i ptpuno optereen avion ( do 188 tona) sa brzine 305 km/h zaustavljale se unutar 1600 m. Ovaj manevar koenja je stavrao temperaturu na konicanma 300 do 5000C i trebalo je nekoliko sati da se ohlade.

Visina na kojoj je Concorde letio, zanila je da su putnici bili izloeni dvostruko veoj dozi jonizirajueg vanzemaljskog zraenja nego u sluaju putovanja konvencionalnim avionima. Zbog proporcionalno manjeg vremena koje je trebalo da se pree odreena razadljina, ukupna doza zraenja je bila manja nego prilikom putovanja konvencinalnim avionima. Zbog neoekivanih pojaanih Sunevih zraenja, u avion su ugraeni ureaji za mjerenje radijacije, koji su, u sluaju poveanja radijacije, nalagali da se avion spusti na visinu od 14000 m i jo nie po potrebi.

10. ZAKLJUAK

Zbog svog dizajna i tehnologija koje su primjenjivane, reklo bi se da je Concorde bio daleko ispred svog vremena. Sve je to uraeno zahvaljujui ogromnim naporima koji su uinjeni da bi i najmanji detalj bio pravilno uraen i doveden skoro do savrenstva.

Poredei ga sa drugim avionima, odnosno jedinim konkurentom tupolevom Tu-144, Concorde je bio daleko nadmoniji.Tupolev Tu-144 je bio mnogo grublji i manje rafiniran, sa primjetno podignutim nosom. Imao je mnogo manji domet, trebao je forsa da bi odrao brzinu od 2 Ma, dok mu je krstarea brzina bila 1,6 Ma. Desila se se i dva pada Tu-144, jedan na aeromitingu u Parizu a drugi tokom prevoza tereta. Kasnije verzije su imale snane vojne motore, sa dometom koji je skoro bio na nivou Concorde-a. Postizao je maksimalnu brzinu od 2,35 Ma, a krstareu od 2,16 Ma, zahvaljujui vodeim ivicama od titaniuma i elika i imao je 126 mjesta. Na alost, zbog vojnih motora, nije se mogao izvoziti van tadanjeg SSSR-a. Amerika verzija nadzvunog komercijalnog aviona, trebala je imati 300 mjesta i brzinu od 3 Ma, te preko atlantika preletjeti za 20 minuta. Ali nakon uloene 1 milijarde $, projekat je otkazan 1971. godine zbog niza problema koji su bili nerjeivi za takav avion.

Jedini pravi nasljednik Concorde-a se moe oekivati oko 2020. godine sa Dalekog istoka, iz Japana, jer japanci ozbiljno aerodinamiki testiraju modele sa 300 mjesta i brzinom 2 Ma.

11.LITERATURA