konstrukcija letelica pogon letelica - · pdf fileuvod – 1/5 svi tipovi letelica...

Konstrukcija Letelica

Pogon letelica

Zlatko Petrovic

February 28, 2007

Pogon

Uvod

Potisak mlaznih motora

Instalirani potisak

Odnos potiska i otpora

Metodologija za procenu instaliranog potiska

Performanse klipnih motora

Performanse elisnog pogona

Popravke potiska klipnog pogona

Performanse turboelisnog pogona

Uvod – 1/5

Svi tipovi letelica ostvaruju potisak ubrzavanjem vazduha (ilivrelih gasova) unazad.

U najprostijem slucaju se propulzivna sila odredjuje na osnovuNjutnovog II zakona:

~F =dm~V

dt

gde se promena kolicine kretanja odnosi na vazduh.

Jednodimenzionalna teorija svodi motor na povrsdiskontinuiteta (donja slika)

Uvod – 2/5

Teorija podrazumeva da se kroz povrsinu S vazduh ubrzava sabrzine Vo do brzine V

Potisna sila je po ovoj teoriji

F = ma = m∆V = (%VS)(V − Vo) = %SV (V − Vo)

Korisna snaga (sila puta brzina letelice) je:

Pt = FVo = %SV (V − Vo)Vo

Utrosena snaga na ubrzavanje gasa:

Ptexpanded=

∂∆E

∂t=

1

2mV 2 − 1

2mV 2

o =1

2%VS(V 2 − V 2

o )

Uvod – 3/5

Efikasnost propulzora:

ηPE =Pt

Ptexpanded

=2

V /Vo + 1

Maksimalna efikasnost se dobija kada nema ubrzavanjavazduha, ali tada na zalost nema ni sile potiska.

Tipicni turbomlazni motori rade pri odnosu V /Vo ≈ 3.

Tipicni elisni pogon radi pri odnosu brzina V /Vo ≈ 1.5

Prikazana analiza je previse pojednostavljena da bi se naosnovu nje izracunavao potisak

Obicno je na izlaznom preseku motora pritisak visi od okolnogsto znaci da se vazduh siri i ubrzava nakon izlaska iz motora.

Kod elisnog pogona vazduh se ubrzava i pre nailaska naravan propelera

Uvod – 4/5

Problem se dodatno komplikuje jer motor utice naaerodinamiku cele letelice

Vec je receno da potisna elisa stabilizuje strujanje oko zadnjegdela letelice smanjujuci otpor letelice

Elisa u konvencionalnoj semi turbulizuje strujanje po trupupovecavajuci koeficijent trenja (smanjuje efikasnu propulzivnusilu)

Elisa je preko motora, a motor preko motorskog nosaca vezanza letelicu, to znaci da motorski nosac vuce ili gura letelicu.

Kod mlaznih motora drzaci prenose najvise trecinu propulzivnesile, sledeci slajd prikazuje udeo razlicitih efekata upropulzivnoj sili motora. Vidi se da motor neposrednodoprinosi preko nosaca samo 8% ukupne potisne sile

Uvod – 5/5

Potisak mlaznih motora – 1/6

Mlazni motori uzimaju vazduh kroz uvodnik gde ga delimicnoi komprimuju, dodatno ga komprimuju u kompresoru, mesajuga sa gorivom u komori sagorevanja gde se vrsi i sagorevanjegoriva, topli gasovi se kroz mlaznik izbacuju ubrzani u okolnusredinu.

Snaga za pokretanje kompresora se dobija iz turbine koja senalazi ispred mlaznika

Za kratki period leta dodatni potisak se ostvarujedopunskim sagorevanje iza turbine


Ukupan potisak se dobija kao rezultat promene kolicinekretanja u izduvnom sistemu

Neto potisak se dobija odbijanjem otpora usmeravanja izahvacanja vazduha

Analiza termodinamickog ciklusa motora obuhvata sve fazekroz koje prolazi vazduh (Brayton-ov ciklus)

Idealizovana analiza podrazumeva da nema gubitaka ukompresoru i turbini. Na osnovu cega se dobija idealni potisakza specificiranu visinu, potrosnju i brzinu (M) leta.

Neto potisak turbomlaznih motora je proporcionalan masenomprotoku vazduha (m = %VS)

Moderni turbomlazni motori ostvaruju potisak od (1÷ 1.3 kNza svaki kg/s vazduha), turbo-ventilatorski motori imajuodgovarajuci neto specificni potisak od 0.1÷ 0.3 kNza svaki kg/s vazduha.


Na manjim visinama i pri nizim spoljnim temperaturama jevazduh gusci pa je potisak turbomlaznog motora veci

Zato se u toplim krajevima letovi obavljaju nocu

Sto je veci odnos maksimalne i minimalne temperature ciklusato je veci potisak

Kako je maksimalna temperatura limitirana postojecimmaterijalima i tehnologijom hladjenja bolji potisak(termodinamicki stepen korisnosti) se ostvaruje tokom hladnihdana.

Potisak za bilo koju visinu se moze proceniti mnozenjempotiska za H = 0 m sa odnosom %/%o

Jos jednostavnije se potisak moze odrediti interpolacijomizmedju potiska na H = 0 m i nultog potiska na visini16764 m.


Povecanje brzine leta povecava dotkog vazduha sto mozerezultirati povecanim potiskom

Kako je kod podzvucnog leta izduv limitiran M = 1 ukonvergentnom mlazniku to smanjena razlika brzina ponistavaefekat dodatnog dotoka vazduha.

Potisak turbomlaznih motora pri podzvucnom letu prakticnone zavisi od brzine leta

Kod konvergentno divergentnih mlaznika povecanje brzine letaznaci i povecanje potiska

Granica povecanja potiska su uslovi u uvodniku gde sepojavom jakih udarnih talasa smanjuje koeficijent obnovepritiska

Potisak i efikasnost propulzije zavise od ukupnog odnosapritiska za ceo motor

Za danasnje motore ovaj odnos pritiska se krece u rasponu od15 : 1÷ 30 : 1.


Stehiometrijski odnos vazduha i goriva je oko 15 : 1.

Pri teorijskom (stehiometrijskom) odnosu temperaturasagorelih gasova je previsoka

Danasnja tehnologija ostvaruje stepen mesanja od 60 : 1, stoodgovara temperaturama na ulazu u turbinu od1100◦C ÷ 1400◦C

Dosadasnji trend u razvoju motora je omogucavao porast od180◦C na svakih 10 godina

Turboventilatorski motori ubrzavaju znatno vecu kolicinuvazduha sa relativno malim ubrzanjem kroz ventilator. Ovakvimotori su efikasniji i imaju veci neto potisak od turbomlaznihmotora.


Turbo-ventilatorski motori ne mogu burzati letelicu dotransonike

Niti mogu ostvariti potisak za naszvucni let

Veci ceoni presek generise veci otpor sabijanja pri visokimbrzinama leta

Za podzvucni let su najpogodniji turbo-ventilatorski motori savelikim bajpasom. Motori sa malim bajpasom su primenjivi zatransonicne brzine, dok su za supersonicne brzine najpovoljnijiturbomlazni motori.

Instalirani potisak – 1/2

U odnosu do sada razmatranu potrebu za instaliranimpotiskom na bazi statistike potrebna nam je preciznija procenainstaliranog potiska postojeceg motora ili da pocenimoinstalirani potisak na osnovu podataka dobijenih odproizvodjaca.

Karakteristike neinstaliranog turbomlaznog motora se moguoceniti na osnovu termodinamickog ciklusa motora

Obicno su neinstalirani podaci dostupni i samo ih trebaprilagoditi konkretnoj ugradnji

Karakteristike buduceg motora se procenjuju na osnovukarakteristika vec postojecih motora pomocu faktora zaprevodjenje.

Instalirani potisak – 2/2

Moze se ocekivati da u odnosu na motore konstruisane pre 10godina danasnji motori imaju za 25% manju specificnupotrosnju, da su za 30% manje duzine i da su 30% laksi

Ninstalisani podaci se mogu odrediti ili na osnovu podatakaproizvodjaca, ili pomocu faktora za prevodjenje ili na osnovuanalize termodinamickog ciklusa motora

Smatracemo nadalje da raspolazemo neinstalisanimkarakteristikama motora

Odnos potiska i otpora – 1/2

Odnos izmedju potiska i otpora je veoma kompleksan tako daje neophodno uvesti izvesno knjigovotstvo za uracunavanjesvih efekata (samo jednom!)

Vrlo cesto se desava da se tokom razrade koncepta utvrdi daneki efekti nisu uzeti u obzir ili da su uzeti vise od jedanput

Vazduhoplovne kompanije razvijaju svoje metode za knjizenjepotiska i otpora

Kriterijum za dodeljivanje sile potisku ili otporu cesto zavisiod toga kako se sila sa potrosnjom goriva

sirenje mlaznika kod dodatnog sagorevanja povecava otporopstrujavanja, taj otpor secesto odbija od potisne sile umestoda se dodaje zbiru otpora letelice.

Odnos potiska i otpora – 2/2

Po drugom sistemu knjizenja otpor mlaznika se sastoji iz dvadela:

I Deo koji odgovara otvorenosti mlaznika za neki srednji rezimrada motora

I Deo koji ukazuje na razliku u odnosu na srednji rezim

Prvi deo se ukljucuje u ukupni otpor letelice

Drugi deo se dodaje/oduzima od potiska motora

Oba metoda daju isti rezultat, ako je postupak jasanaerodinamickom i propulzivnom otseku konstrukcionog biroa

Knjizenje otpora i potiska postaje otezano u fazi analizeaerotunelskih ispitivanja, jer se koriste vise modela (zastabilnost i derivative koristi se model bez pogona), dok sepropulzivni efekti procenjuju na osnovu modela sasimulacijom pogona

Metodologija za procenu instaliranog potiska – 1/21

Neto instalirana propulzivan sila se dobija kada se neinstaliranipotisak koriguje efektima instalacije

Postupak korigovanja pokazuje sledeci slajd

Proizvodjaci obicno pretpostavljaju zavisnost obnove pritiska(P1/P0) od Mahovog broja leta.

Za podzvucno strujanje se smatra da je P1/P0 ≈ 1.0

Za nadzvucni borbeni avion koristi se MIL formula

Proizvodjaci ne uracunavaju u karakteristikama motoraoduzimanja za pokretanje agregata, oduzimanja vazduha.Karakteristike daju za svoj mlaznik

Podaci za specificnu potrosnju proizvodjaca su dati na bazineinstaliranog potiska

Neinstalirani potisak se koriguje stvarnom obnovom pritisaka istvarnim karakteristikama mlaznika kao i uzimanjem u obziroduzimanje vazduha za kondicioniranje i hladjenje, kao ioduzimanjem snage za pogon agregata


Izoblicenja u usisu se odnose na varijacije brzine i pritiska naulazu u motor

Ova varijacija odlucujuce utice na karakteristike motora

Nadalje ce biti razradjeni koraci prikazani na prethodnomslajdu

Korekcije instaliranog potiska

Neinsatlirani potisak se dobija na osnovu pretpostavljeneobnove pritiska

Tipicno se pretpostavlja da je obnova pritiska za podzvucnostrujanje P1/P0 = 1

Za supersonicno strujanje moze se koristiti MIL-E-5008Bformula: (

P1

P0

)ref

= 1− 0.075(M∞ − 1)1.35


Prethodni izraz treba umanjiti za 2%–3% zbog internihgubitaka

Na sledecem saljdu je prikazana obnova pritiska za razicitekonfiguracije uvodnika koja se manifestuje razlicitim brojemkompresionih talasa

Obnova pritiska za neoptimalne uvodnike se moze odrediti naosnovu relacija za normalni udarni talas:

P1

P0=

[1 +

2γ

γ + 1(M2 − 1)

]−1/(γ−1) [ (γ + 1)M2

(γ − 1)M2 + 2

]γ/(γ−1)

Gubici na trenje se mogu usvojiti za pravi sprovod 0.96 i 0.94za ”S” uvod


Za kratke podzvucne uvodnike uzeti ≥ 0.98

Bolja procena zahteva experimentalne podatke za svaki M!

Sledeci slajd prikazuje faktore obnove pritiska za par aviona

Dijagram moze posluziti kao vodic u ranim fazama razradekoncepta

Promena obnove pritiska ima znacajan uticaj na konacnipotisak motora

Gubitak potiska % = Cram

[(P1

P0

)ref

−(

P1

P0

)actual

]× 100

Granice za Cram = 1.2÷ 1.5, za podzvucan let: Cram = 1.35,za supersonican:

Cram∼= 1.35− 0.15 · (M∞ − 1)


Faktor obnove pritiska je funkcija i brzine leta (M) i protokagoriva

Pri podzvucnim letovim i velikoj potrosnji goriva motorusisava potrebni vazduh sto utice na obnovu pritiska, levastrana prethodnog dijagrama.

Ako je potrosnja goriva manja (manja potrosnja vazduha)uvodnik lakse zadovoljava potrebe motora, pa je faktorobnove pritiska veci

Staticki maksimalni potisak za F-16 smanjuje faktor obnovepritiska na 0.86

Pri plovini maksimalnog protoka faktor obnove pritiska za ovajavion je 0.96.

Varijacije faktora obnove pritiska se moraju uzeti u obzir pridetaljnijim proracunima, ali se u potpunosti mogu zanemaritipri razradi koncepta

Vazduh se iz kompresora oduzima za klimatizaciju kabine,odledjivanje i druge potrebe


Slika: F16 – Falcon


Korekcija potiska obzirom na oduzimanja vazduha izkompresora

Gubitak potiska % = Cbleed

(oduzet protok vazduha

ukupan protok

)× 100

Potisak se umanjuje zbog izdvajanje snage na generatore,mehanicki pogon, hidraulicke pumpe i druge uredjaje

Ova oduzimanja snage su oko 150 [kW ] za potisak od133 [kN] i imaju mali uticaj na potisak motora i mogu sezanemariti u fazi razrade koncepta

Izoblicenja uvodnika imaju mali uticaj na potisak, ali moguimati uticaj na operacionu anvelopu

Efikasnost mlaznika direktno utice na potisak, alise obicnokoristi onaj mlaznik koji isporucuje proizvodjac motora


U slucaju da se mlaznik konstruise moze se pretpostiviti da cenjegove performanse biti iste kao i kod proizvodjaca motora

Uticaj otpora ce biti razmatran kasnije

Uticaj temperature se moze obuhvatiti padom potiska od0.75% za svakih 1◦K

Korekcije instalirane neto propulzivne sile

Instalirani potisak je onaj potisak, koji ostvaruje ugradjenimotor

Motor provocira tri vrste otpora koje uticu na neto potisakmotora

Neto instalirani potisak je potisak koji se koristi u proracunuperformansi


Najveci uticaj na otpor ima uvodnik zbog neusaglasenostiizmedju potreba za vazduhom i kolicine koju je uvodnik ustanju da ostvari

Kada je odnos onoga sto uvodnik obezbedjuje i onogoa sto jepotrebno blizak 1 otpor je zanemarljiv

Uvodnik se konstruise tako da je motor snabdeven dovoljnimkolicinama vazduha u najgorim uslovima leta (Zahvacenapovrsina uvodnika)

U vecini ostalih uslova leta potrebe za vazduhom su manje odonih koje je uvodnik u stanju da obezbedi

Kada je odnos masenih protoka manji od 1.0 suvisak vazduhase mora odstraniti od motora, sledeci slajd


Otpor prelivanja se javlja kao posledica da je visakkomprimovanog vazduha (na koji je utrosen rad) preliven(izgubljen)

Ovaj se otpor sracunava za svaki Mahov broj leta i za svakiodnos masenih protoka

Zakretanje strujanje oko usne uvodnika stvara potisak


Ovo ubrzavanje strujanja preko spoljasnje obloge uvodnikasmanjuje otpor prelivanja za 30% – 40% pri nadzvucnom letui gotovo kompletno pri podzvucnom letu

U nekim rezimima leta otpor prelivanja moze iznositi do 20%ukupnog otpora letelice

Ovoliki gubitak se retko srece jer se unutrasnjost uvodnikasnabdeva vratima za ispustanje viska vazduha

Otpor ispustenog vazduha je manji od otpora prelivenog iuracunava se kao gubitak kolicine kretanja vazduha u motoru

Drugu vrstu otpora cini otsisani granicni sloj da bi se sprecilainterakcija udarnih talasa i granicnog sloja (diverter sprecavagr. sloj od trupa da udje u uvodnik)

Za brzu procenu efekata odsisavanja i bajpasa moze posluzitidijagram na sledecem slajdu. Podaci nisu vezani ni za jedantip konstrukcije, te ih treba prihvatati sa rezervom.


Otpor mlaznika zavisi od konfiguracije mlaznika i od uslovaleta

Za tacno odredjivanje otpora mlaznika potrebno je znati zasvaki protok geometriju mlaznika

Potrebno je znati kompletno strujno polje letelice da bi se ovajotpor tacno predvideo

Za brze proracune mogu se koristiti podaci iz tabele nasledecem slajdu

Za preliminarne analize moze se smatrati da je otpornezavisan od brzine leta (mada u stvarnosti raste dotransonicnih brzina, a zatim opada)

Za podvesne motore ova vrsta otpora je zanemarljiva

Otpor trimovanja aviona se uvecava ako letelica menja vektorizduvnih gasova (moze se zanemariti u preliminarnimrazmatranjima)


Slika: Oblici mlaznika su prikazni na sledecem slajdu


Let sa smanjenom snagom

Turbo-mlazni i turbo-ventilatorski motori ne rade dobro vanproracunskih rezima

Smanjenje dotoka goriva vise nego proporcionalno smanjujepotisak motora

Znatan skok specificne potrosnje se desava vec pri padu snageza 10%.

Proizvodjaci daju specificnu potrosnju motora i za smanjenusnagu u funkciji brzine i visine leta.

Instalacione korekcije se moraju primeniti i na karakteristike zasmanjenu snagu


Uticaj smanjenja snage na specificnu potrosnju se mozeobuhvatiti empirijskom jednacinom:

c

cmax dry=

0.1T

Tmax dry

+0.24(T

Tmax dry

)0.8+ 0.66 ·

(T

Tmax dry

)0.8

+0.1 ·M ·

(1T

Tmax dry

− T

Tmax dry

)

Kada se dotok goriva smanjuje na minimum i dalje postojiizvestan potisak

Preostali potisak moze stvarati velike probleme pri sletanju

Ako je preostali specificni potisak (T/W ) jednak 1/(L/D)avion ne moze sleteti


Podatke o minimalnom potisku obicno daje proizvodjacmotora

U nedostatku tih podataka treba uzeti za specificnu potrosnjupri minimalnom potisku vrednost 1.5 · SFCdry .

Performanse klipnih motora – 1/3

Snaga klipnih motora zavisi od kolicine vazduha u cilindru:

P = 1019 · Q [kW ]

Gde je Q maseni protok vazduha u kg/s

Maseni protok zavisi od gustine vazduha %, a gustina se menjasa visinom

Jedancina promene snage sa gustinom:

Ph = Ph=0

(%

%o− 1− %/%o

7.55

)Usis je obicno na atmosferskom pritisku iako usmeravanjekontra letu doprinosi neznatno povecanju pritiska punjenja

Znatno povecanje pritiska se postize pomocu turbo-punjacaili super-turbo-punjaca


Turbo-punjac je centrifugalni kompresor koji se mehanickipogoni od strane motora

Super-turbo-punjac se pogoni vrelim gasovima iz izduvaklipnih motora

Kolicina kompimovanog vazduha zavisi od broja obrtajamotora

Uredjaji za povecanje punjenja cilindra se koriste da odrze istinivo punjenja i pri povecanju visine leta letelice

Obicno se nivo punjenja moze odrzati konstantnim do visineod 4500 ÷ 6000 m.

Sledeci slajd pokazuje tipicnu zavisnost snage motora odvisinie za razlicite tipove motora.

Proizvodjaci obicno obezbedjuju krive zavisnosti snagemotora od visine

Performanse elisnog pogona – 1/9

Elisa pretstavlja rotirajuce krilo sa vitoperenjem podesenimprema promeni tangencijalne komponente brzine

U proracunskom rezimu rada preseci elise treba da budu takopostavljeni da su lokalni aeroprofili postavljeni u odnosu nanadolazecu brzinu da je odnos L/D preseka maksimalan

Brzi proracuni se baziraju na reprezentativnom preseku elisekoji se nalazi izmedju 0.7 · R i 0.74 · R.

Sa gledista konstuktora interesuju nas samo karakteristikeelise koje obicno obezbedjuje proizvodjac

Karakteristike elise se daju preko niza parametara od kojih sunajvazniji dati na sledecem slajdu


Koeficijent rada: γ = V /nD, gde je V [m/s] brzina leta,n [o/s] broj obrtaja u sekundi

Koeficijent snage: cP = P/(% · n3 · D5); gde je % [kg/m3]gustina vazduha, P [kW ] snaga motora, D [m] precnik elise

Koeficijent snage cT = T/(% · n2 · D4); gde je T [kN] potisakelise

Koeficijent izbora cS = V 5√

%/(P · n2) = γ/ 5√

cP

Faktor aktivacije:

AFper blade =105

D5

∫ R

0.15Rcr3 ·dr =

105 · croot

16 · D[0.25−(1−λ)·0.2]

Efikasnost elise: ηP = TV /P

Veza izmedju parametara:

T =PηP

V=

cT

cP

P

nD


Koeficijent rada je povezan sa pomeranjem letelice za jedanobrt elise

Koeficijent izbora ne zavisi od dimenzija elise i koristi se zaporedjenje razlicitih elisa

Faktor aktivacije definise raspored tetiva po razmahu elise iutice na apsorpcionu moc elise (snage)

Raspon za AF je 90 – 200, za lake letelice AF ≈ 100, zasnazni turboelsini pogon AF ≈ 140.

Proizvodjaci daju karakteristike elise u razlicitim oblicima, alise jednacina

T =PηP

V=

cT

cP

P

nD

uvek koristi da bi se izracunao potisak za date uslove leta


Prethodni dijagram predstavlja tipicnu staticku karakteristikutrokrake elise novije generacije (AF = 100 i CL = 0.5)

Dvokrake elise imaju za oko 5% manji potisak od datihkarakteristika

Cetvorokrake elise imaju za oko 5% veci staticki potisak odprikazanog

Drvene elsie imaju za 10% manji potisak zbog debljihaeroprofila

Elise promenjivog koraka se postavljaju u optimalan polozajzadrzavajuci konstantni broj obrtaja motora

Za EPK elise cP i γ su nezavisne velicine koje se moguprocitati sa dijagrama (sledeci slajd)


Efikasnost dvokrakih elisa je za oko 3% bolja od trokrakih

Efikasnost trokrakih je takodje veca od efikasnosticetvorokrakih

Iz izraza za efikasnost elise se vidi da je potisak obrnutoproporcionalan brzini leta sto za V = 0 daje beskonacanpotisak. Staticki potisak se ocitava iz odgovarajucegdijagrama (ne izracunava se)

Potisak izmenju V = 0 [m/s] i V = 25 [m/s] se linearnointerpolira izmedju dava dijagrama

Kod elisa nepromenjivog koraka efikasnost opada kada jebrzina leta van proracunskog rezima

Za prvu procenu efikasnosti ENK moze se iskoristiti dijagramsa sledeceg slajda


Staticki potisak ENK elise je manji od EPK elise, grubo semoze uzeti da je za 60% veci od potiska te elise priV = 185 [km/h]

Grube procene se moraju zameniti proizvodjacevimkarakteristikama elise cim one postanu dostupne

Neki proizvodjaci traze polaru i druge potrebne karakteristikeletelice, kako bi odabrali najpovoljniju elisu iz svog programa,bez davanja uvida u karakteristike

Popravke potiska klipnog pogona – 1/3

Efikasnost elise se mora korigovati obzirom na:I Blokiranje diska eliseI Efekte kompresibiliteta na vrhovima kraka eliseI Povecanje brzine strujanja preko povrsina u zoni iza elise

Blokiranje se koriguje modifikovanjem koeficijenta rada elise:

γcorrected = γ(1− 0.329 · Sc/D2)

Gde je Sc maksimalni poprecni presek obloge motora, Dprecnik elise

Uticaj Mahovog broja na obodu elise:

ηPcorrected= ηP − (Mtip − 0.89)

(0.16

0.48− 3t/c

)za Mtip > 0.89 i Mtip =

√V 2 + (π · n · D)2/a


Efekat povecanog trenja se obuhvata

ηPeffective= ηP ·

[1− 1.558

D2· %

%o

∑(CfeSwet)washed

]U nedostatku boljih podataka moze se uzeti Cfe = 0.004.

Ova vrsta dodatnog otpora je za potisnu elisu nula ali zboggranicnog sloja trupa gubitak efikasnosti pogona iznosi 2% –5%

Otpor hladjenja se manifestuje gubitkom kolicine kretanja zavazduh uzet za hladjenje motora

Gubici za hladjenje i ostali gubici mogu se proceniti formulamasa sledeceg slajda, ali laki avioni mogu imati i visestruko veciotpor od onog dobijenog predlozenim formulama. Za lakeletelice se moze pretpostaviti gubitak potiska od 6% – 10%.


Otpor hladjenja(D

q

)cooling

= 6× 10−8 · PT 2

σV

Dodatni otpori (D

q

)misc

= 2.5× 10−5P

Gde je T [◦K ] temperatura vazduha, V [m/s] brzina leta, aσ = %/%o relativna gustina vazduha na visini leta.

Performanse turboelisnog pogona – 1/4

Turbo-elisni pogon predstavlja kombinaciju turbomlaznogmotora i elisnog pogona

Izduv zadrzava sposobnost potiska, koji iznosi i do 20%ukupnog potiska sistema

Zbog toga je neophodno snagu turbo-elisnog pogonaizrazavati u ekvivalentnoj snazi, gde se potisak motora prevodiu efektivnu snagu

U statickim uslovima se ekvivalent snage grubo procenjujekada se ekvivalentna snaga horizontalnog leta podeli sa 2.5.

U letu se ekvivalent snage dobija na osnovu jednacine:

Pe =TV

ηP

gde se uzima za ηP = 0.80


Ukupna snaga se dobija sabiranjem izracunatog ekvivalenta isnage koju uzima elisni pogon

Kao i kod klipnog pogona, tako i kod turbo-vratilskog pogonabrzina vrha lopatice je ogranicena na M ≤ 0.70

Turbo-elisni pogon je efikasniji od klipno-elisnog pogona zaM > 0.5 jer na to utice potisak turbo-vratilnog motora

Nova generacija elisa sa zakrivljenim i skracenim lopaticamaomogucava let do M ≤ 0.85

Naredni slajdovi prikazuju pogon sa kontrarotirajucim elisama(propfan)


Slika: Propfan pogon za Antonov AN-70


Slika: Antonov AN-70

konstrukcija letelica pogon letelica - · pdf fileuvod – 1/5 svi tipovi letelica...

Documents