ispitivanje karakteristika kovita aviona u...

Č. KOSTIĆ i dr. ISPITIVANJE KARAKTERISTIKA KOVITA AVIONA U LETU

TEHNIKA – MAŠINSTVO 64 (2015) 5 789

Ispitivanje karakteristika kovita aviona u letu

ČEDOMIR J. KOSTIĆ, 204. Vazduhoplovna brigada RV i PVO VS, Beograd Originalni naučni radBOŠKO P. RAŠUO, Univerzitet u Beogradu, UDC: 629.735:533.6.013.66

Mašinski fakultet, Beograd DOI: 10.5937/tehnika1505789KALEKSANDAR M. JANKOVIĆ, VIP Mobile doo, Beograd

Prilikom konstrukcije vazduhoplova ne sme se zanemariti ponašanje letelice u ekstremnim, odnosnoblisko ekstremnim, uslovima leta, kakav je let pri kritičnim napadnim uglovima, gde se normalan letmože lako preobratiti u prevučen let, odnosno kovit. Ishod kovitnog leta ne sme zavisiti od iskustvapilotiranja posade, već se u fazi projektovanja mora voditi računa i o ovoj komponenti. Iako je kovit fazaleta koja se izbegava prilikom upotrebe konvencionalnih letova i taktička upotreba kovita u savremenojvazduhoplovnoj borbi retko koristi, prilikom sagledavanja tehničko taktičkih mogućnosti aviona pona-šanje aviona u kovitu predstavlja bitnu karakteristiku sa stanovišta bezbednosti letenja. Stoga jeneophodno detaljno ispitati karakteristike aviona u kovitu pre njegove serijske proizvodnje i eksplo-atacije. Ispitivanje u letu treba da da ocenu zadovoljenja zahteva postavljenih vazduhoplovnim pro-pisima i da jasno uputstvo za bezbedno izvođenje kovita sa avionom ako kategorija aviona to zahteva.Cilj ovog rada je da na savremenim osnovama aerodinamike i mehanike leta aviona, a na praktičannačin, prikaže i obrazloži problematiku i najznačajnije osobenosti kovita, da praktične preporukeprilikom konstrukcije aviona i opiše postupak ispitivanja karakteristika kovita aviona u letu, a kao takavmože biti od interesa kako pilotskim i inženjerskim krugovima, tako i školsko-obrazovnim i istraživačkimustanovama.Ključne reči: aerodinamika,mehanika leta, kovit, ispitivanje u letu

1. UVODPod pojmom KOVIT se podrazumeva specifično

kretanje aviona po spiralnoj putanji malog radijusa, uodnosu na veličinu vazduhoplova, oko vertikalne ose uprostoru. Pri tome vazdušna struja opstrujava aerodi-namičke površine aviona pod uglovima većim od kriti-čkih napadnih uglova što dovodi do otcepljenja stru-jnica sa aerodinamičkih površina, izostanak regularnihaerodinamičkih sila a time i do delimičnog ili potpunoggubitka upravljivosti aviona.

Specifično kretanje aviona u kovitu, uočeno je jošu pionirskom razdoblju razvoja vazduhoplovstva, odprvog kontrolisanog kovita od strane poručnika RAF-a Vilfreda Parka, na avionu Avro, 1912. godine, od ka-da se i smatra borbenim manevrom.

Ispitivanje u letu treba da da ocenu zadovoljenjazahteva postavljenih vazduhoplovnim propisima i jas-

Adresa autora: Čedomir Kostić, Aerodrom Batajnica204. Vazduhoplovna brigada RV i PVO VS, Beograd,Batajnički put

Rad primljen: 06.04.2015.Rad prihvaćen: 21.04.2015.

no uputstvo za bezbedno izvođenje kovita sa avionomako kategorija aviona to zahteva.

Opravdanost ispitivanja u letu se ogleda sa dvaaspekta. Prvo, da bi se dokazale vazduhoplovnim pro-pisima zahtevane letne karakteristike. Drugo, savre-menim softverskim i hardverskim paketima moguće jesa dovoljnom sigurnošću izvršiti proračun mnogihkarakteristika aviona u letu, međutim, kovit, a posebnoneustaljeni kovit, kao veoma složeno kretanje avionabi se modeliralo, takođe, složenim sitemom jednačina,koje bi zahtevale eksperimentalno određivanje velikogbroja odgovarajućih derivativa, što u većini slučajevaprevazilazi mnoge budžete faze projektovanja letelice.Tako da ispitivanje aviona u letu ima zadatak da po-šalje povratnu informaciju konstruktorima o ponašanjuaviona u kovitu i svim njegovim fazama. Na osnovučega je moguće izvršiti određene modifikacije nakonstrukciji koje bi za cilj imale poboljšanje osobinaleta aviona u kovitu, a u cilju povećanja bezbednostiletenja.

Zadatak ovih ispitivanja, takođe, je i donošenjepreciznih upustava pilotima o načinu izvođenja kovita,sa akcentom na težnji aviona za ulazak u kovit i načinpilotiranja prilikom vađenja iz kovita.


790 TEHNIKA – MAŠINSTVO 64 (2015) 5

2. DEFINICIJEKovit predstavlja jednu od faza leta, a sa aspekta

stepena slobode kretanja to je i najsloženija faza leta.Kao takva sastoji se od nekoliko podfaza koje će ovdebiti ukratko opisane.2.1 Uvođenje u kovit

Uvođenjem nazivamo kretanje aviona nakon sva-ljivanja, nakon čega sledi duboko svaljivanje, auto-rotacija ili kovit. Ugao svaljivanja je definisan premauslovima propisa MIL F8785B, odnosno graničnimmogućnostima komandovanja oko jedne od osa. Uvo-đenju uvek sledi prevlačenje, napadni ugao u uvođenjuje uvek veći od napadnog ugla za najveći uzgon.

U fazi uvođenja nemoguće je proceniti koji će modkovita avion nakon ove faze zauzeti. U prvom delunapadni ugao α je stalno veći od kritičnog napadnogugla αkr, a zatim se nastavlja nekontrolisano kretanjeoko jedne ili nekoliko osa. To još uvek nije kovit, većnekontrolisano obrtanje aviona pre ulaska u kovit. Pritome α može imati i manje vrednosti od αkr. Kod malihi srednjih napadnih uglova pozitivnom prirastunapadnog ugla Δα odgovara i prirast uzgona. Ako krilorotira u desno sa ugaonom brzinom p>0, imaćemoporast uzgona na desnom krilu i smanjenje na levom,što rezultuje stvaranjem momenta koji teži da seodupre rotaciji.

Slika 1 - Tipičan Cz-α dijagramU letu iznad αkr (slika 1) pozitivnom prirastu napa-

dnog ugla odgovara pad uzgona. Znači da pri rotaciji udesno na desnom krilu dolazi do smanjenja uzgona, ana levom do povećanja, što rezultuje povećanjem ro-tacije u desno. Ova osobina, da pri letu α> αkr i malidodatni impuls pojačava rotaciju, naziva se auto-rotacija.

U letu iznad αkr pozitivnom prirastu napadnog uglaodgovara pad koeficijenta uzgona i nagli porast koe-ficijenta otpora (slika 2). Ako desno krilo ide na dole,povećanje napadnog ugla imaće za posledicu znatnopovećanje otpora na desnom krilu, a smanjenje na le-vom krilu, pa se pri pozitivnom momentu valjanja uautorotaciji pojavljuje i pozitivan moment skretanja.Drugačije rečeno, pri padu aviona na desno krilo nos

aviona skreće na desno. Tako ostvareni moment krilapredstavlja u autorotaciji važan aerodinamički faktor,na osnovu kojeg nastaje kovit.

Slika 2 - Promena koeficijenta CZi Cx kod α<αkr

Rezultati merenja [1] se prikazuju u funkciji uglazavojne linije koji opisuje kraj krila, pb/2V, a ne ufunkciji ugaone brzine. Merenja pokazuju da će kodjednokrilaca vrednost pb/2V rasti do α≈30o, a zatimpočinje padati. Kod α≈40o autorotacija će prestati. Ka-rakteristična maksimalna vrednost pb/2V je oko 0,30pri α≈30o. Kod dvokrilaca autorotacija se razvija po-stepenije i postojaće sve do velikih napadnih uglova.Na slici 3 prikazana je promena koeficijenata momentavaljanja CLu funkciji pb/2V.

Slika 3 - Dijagram stacionarne autorotacije u funkcijiα.

Vidi se da za α=10o dobija se negativni gradijentkrive CL u funkciji pb/2V, što je moment prigušenja zavrednosti ispod αkr. Za napadni ugao α=30o kriva prvoima pozitivan, a zatim negativni gradijent, pri čemu jepostignuta stacionarna vrednost autorotacije, pri tomemodel se obrće konstantnom ugaonom brzinom. Akobi došlo do povećanja pb/2V krilo bi vršilo prigušenje.Za napadne uglove koji prelaze vrednost 30o specifičanje oblik krive za α=50o koji ima dve presečne tačke saα-osom. Stabilnost se može definisati u obliku:С < 0 (1)

Nestabilni režim autorotacije zavisi od pro-menljivog karaktera krive Cz=f(α) za područije α>αkr.Sa dijagrama se zapaža da za samo mali interval napa-dnog ugla postoji stabilan i nestabilan oblik autoro-tacije.

DСz

Da

aaкр

CzCx

стабилнаауторотација

нестабилнаауторотација

rb/2V

a

без клизањаунутр. клизањеспољ.клизање

a

rb/2V

CL

r ab/ V

a=10a=30a=60a=50



Postojanje klizanja ispoljava efekat na intervalnapadnih uglova unutar kojih se odvija. Ako se kli-zanje izvodi u stranu spoljnog krila, krilo koje se po-diže u rotaciji, povećava se autorotacija i interval napa-dnih uglova unutar koga se ona vrši. Prilikom unutra-šnjeg klizanja dešava se suprotno, slika 3, dijagram b.2.2. Prelazna faza kovita

Prelazna faza kovita traje od postizanja punihotklona komandi za uvođenje aviona u kovit do zavr-šetka prvog okreta. Prelazna faza predstavlja karakte-ristično kretanje aviona sa stvaranjem različitih mome-nata i uglovnih brzina oko sve tri ose u određenomodnosu. Karakterisšu je velike promene svih parame-tara leta (ωx, ωy, ωz, nz, Vi, KK) i periodične osci-lacije koje se povremeno potpuno prekidaju (ωx) iličak menjaju smer (ωu). Kretanja oko sve tri ose odvi-jaju se u vidu periodičnih oscilacija sa promenljivimuglovnim brzinama (slika 4), koje u krajnjem imajunarastajući karakter.

Slika 4 - Karakteristična kretanja oko osa aviona ukovitu

Slika 5 - Faze kovita2.3 Razvojna faza kovita

Fazom razvijenog kovita smatramo deo putanje ukome je moguće jasno definisati karakteristike kre-tanja, odnosno mod kovita. U ovoj fazi je normalno daje kretanje oscilatorno ali je karakter kretanja jasan.

Aerodinamički momenti i sile obično nisu potpunouravnoteženi sa odgovarajucim linearnim i uglovnimubrzanjima ali se kretanje razvija u smeru potpunoguravnoteženja. Generalno, iz kabine je uočljivo da jefaza razvijenog kovita u toku mada granica početkaove faze nije jasno uočljiva. Potpuno razvijeni kovit jeobično prijatniji za pilota zbog manje oscilatornostikretanja, ali može biti opasniji.2.4. Potpuno razvijeni (ustaljeni) kovit

U fazi potpuno razvijenog kovita rezultujućaputanja aviona je vertikalna i nema uočljivih razlika ukarakteristikama kretanja kovita od okreta do okreta.Mnogi avioni nikada ne dostižu ovu fazu kovita, aliako je dostignu, obično je zaustavljanje rotacije veomaotežano pa i nemoguce klasičnim komandovanjem.Potpuno razvijanje kovita zahteva i vreme i visinu zanjegovo uspostavljanje. Koliko vremena i koliko vi-sine to zavisi od konkretnih uslova. Generalno praviloje da uvođenje u kovit pri većim brzinama (većakinetička energija) ima za posledicu veći gubitak vi-sine i potrebno duže vreme do dostizanja faze raz-vijenog kovita.

U fazi potpuno razvijenog kovita dostignute sukonačne vrednosti karakterističnih parametara kovitakao što su: vreme jednog okreta, ugaone brzine, gu-bitak visine po okretu i slično.

Treba napomenuti da parametri potpuno razvije-nog kovita ne moraju biti konstantni, odnosno usta-ljeni, već se mogu oscilatorno menjati. Potpuno raz-vijeni kovit može biti oscilatoran.2.5. Faza vađenja iz kovita

Vađenje iz kovita je faza leta od momenta akcijepilota za prekid kovita do uspostavljanja horizontalnogleta. Deli se u dve faze: zaustavljanje rotacije i vađenjeiz obrušavanja. Zaustavljanje rotacije je faza leta od momenta

davanja komandi za prekid kovita do prestankarotacije aviona oko sve tri ose i smanjenja napa-dnog ugla ispod kritičnog.

Faza vađenja iz obrušavanja je faza leta od mo-menta prestanka rotacije i uspostavljanja upra-vljivog leta do uspostavljanja horizontalnog leta.Faza vađenja iz kovita počinje akcijom pilota za

zaustavljanje rotacije i završava se sa uspostavljanjemupravljivog horizontalnog leta. Primarne komande zavađenje iz kovita su komanda visine i komanda pravca.Posredstvom komande visine pilot smanjuje napadniugao aviona a komandom pravca generiše momentekoji se protive postojećim uglovnim brzinama rotacije.

Nakon zaustavljanja rotacije i prevođenja avionana napadne uglove manje od kritičnog, avion postajeupravljiv u manje ili više strmom obrušavanju. Nakon

фаза прилазапревучен лет фаза увођења

фаз

ава

ђењ

а

хоризонтални лет

разв

и јен

ико

вит

фаз

ара

звиј

ања

вишепревученокрило

већи отпор

већи нападни угаододатно струјање

отпор

узго

н

мањепревученоктило

мањи нападниугао

додатно струјање

отпор

узго

н



uspostavljanja upravljivosti sledi vađenje iz obru-šavanja do uspostavljanja horizontalnog leta.

U nekim slučajevima primarnim komandama nijemoguće promeniti stanje kretanja aviona u kovitu. Utom slućaju vađenje iz kovita se vrši posredstvomsekundarnih komandi (krilca, potisak, promena konfi-guracije) ili u ekstremnom slučaju posebno ugrađenimsigurnosnim sredstvima kao što su protivkovitnerakete ili protivkovitni padobran.2.6. Vrste (modovi) kovita

Na osnovu opisa ponašanja aviona u kovitu kovit semože svrstati u jedan od modova: Normalan kovit je onaj za koji važi da je prosečan

napadni ugao veći od kritičnog ali pozitivan,slika6.

Leđni kovit je onaj za koji važi da je prosečan na-padni ugao veći od kritičnog i negativan,slika 6.

Slika 6 - Normalan i leđni kovit

Za strm kovit važi da je prosečan napadni ugaoaviona veći od kritičnog ali ne suviše veliki. Gra-nična vrednost napadnog ugla nije eksplicitno de-finisana ali se graničnom zonom može smatratipodručje od 50o do 60o.

Pljoštimičan kovit, prosečni napadni ugao je većiod graničnih vrednosti navedenih u prethodnojdefiniciji i kreće se do 90o.

Spor kovit, ako je prosečna rezultujuća brzina ro-tacije (vektorski zbir uglovnih brzina za sve triose) relativno mala. Granična vrednost ugaonebrzine nije eksplicitno definisana ali se može sma-trati da je ona oko 180 o/s.

Brz kovit, ako je prosečna rezultujuća brzina rota-cije (vektorski zbir uglovnih brzina za sve tri ose)relativno velika. Načelno veća od 180 o/s.

Oscilatornost kovita, definiše se na osnovu odnosapromene rezultujuće ugaone brzine i prosečne re-zultujuće ugaone brzine. Shodno ovom kriteriju-mu kovit se definiše kao miran, blago oscilatoran,oscilatoran, jako oscilatoran i ekstremnooscilatoran.Navedene grupe karakteristika kovita se koriste za

svrstavanje kovita aviona u jedan od modova:

Tabela 1. Karakteristični parametri kovita

Grupa 1 Grupa 2 Grupa 3Normalan Strm Miran

Blago oscilatoranOscilatoranJako oscilatoranEkstremno oscilatoranLeđni

Pljoštimičan

3. PRIBLIŽNA ANALIZA KOVITAKovit je spregnuto kretanje aviona, koje zahteva

svih šest jednačina kretanja kako bi se moglo u pot-punosti opisati kretanje i vršiti njegova analiza. Težišteaviona se pri tome kreće po helikoidnoj putanji čija seosa naziva osa kovita slika 7.

Slika 7 - Dejstvo sila u kovitu bez klizanjaPri znatnim napadnim uglovima, u uslovima odvo-

jenog strujanja, rezultujuća aerodinamička sila je pri-bližno normalna na površinu krila. Vertikalna kom-ponenta ukupne aerodinamičke sile uravnotežena je te-žinom aviona. Horizontalna komponenta je urav-notežena centrifugalnom silom. Tako da se možepisati: = = R (2)

gde je CR koeficijent ukupne aerodinamičke sileC = C + C koja je uslovima odvojenog strujanja

skoro vertikalna na repnu tetivu krila. Iz jednačine (2)može se odrediti brzina propadanja u kovitu:= (3)

Ako se zanemari spiralno kretanje sa malomradijusom, praksa pokazuje da je ≈ . tako daje brzina propadanja uvek veća od minimalne brzine naistoj visini jer je sinα<1.

Takođe, možemo primetiti da sa povećanjem vi-sine (ρ) raste i brzina propadanja, a takođe i sa

z

Va>0 x V

z

a<0

w

оса ковита

путања ковита

R

mg

m rw2



povećanjem specifičnog opterećenja krila, tako da izravnoteže horizontalnih sila dobijamo:= = (4)

Pa je radijus spirale u kovitu:= (5)

Odnosno:= (6)= (7)

Bitno je zaključiti da radijus opada sa povećanjemugaone brzine oko ose zavojnice, kao i sa povećanjemnapadnog ugla. Pošto je putanja aviona predstavljenazavojnicom, nagib putanje prema vertikali dat jejednačinom: = (8)

4. JEDNAČINE KRETANJA USTALJENOG KOVITA

Opšti oblik jednačina kretanja u odnosu na pokre-tne ose predstavljenje prethodnom jednačinama:

ΣFX = m( - vr + wq)ΣFy = m( - wp+ ur)ΣFZ = m( - uq + vp)

ΣL = − + − −ΣМ= − − − −

ΣN = − + − − (9)

Kako razvijen kovit pod navedenim predpostav-kama predstavlja ustaljeno rotaciono kretanje gde suи konstante, pa je Σ =0, odnosno iz (9) pišemo:ΣFx= ΣFy= ΣFz=0. Preostale tri jednačine pišemo kaoravnotežu momenata spoljnih sila:

ΣL = pI − rI + I − I qr − pqIΣМ= − − − − (10)

ΣN = − + − −Momenti spoljnih sila potiču samo od aerodi-

namičkih sila i označavaćemo ih sa L, M i N. Moramonapomenuti da kao spoljna sila može da se javi ipotisak rakete za vađenje iz kovita ili sila od protiv-kovitnog padobrana, ali ih u ovom trenutku ne raz-matramo. Iz gore navedenih predpostavki jednačine(10) pišemo kao:

L = + −М= − − (11)

N = − + −Iz jednačina (11) mogu se izraziti ugaona ubrzanja

koja su u ustaljenom kovitu jednaka nuli:= + −= + (12)

= + −Odavde možemo videti uticaj momenata aerodina-

mičkih sila, kao i odnosa momenta inercije, na ugaonaubrzanja. Jednačine možemo izraziti u formi koefici-jenata, a momente inercije preko radijusa inercije.Tako se prva jednačina može napisati u obliku:= = (13)

Ovde ćemo uvesti parametar relativne maseμ=m/ , tako da se dobija:== (14)

=Kao uporedna dužina za koeficijent Cm usvojena je

srednja aerodinamička tetiva. Zbog korišćenja koe-ficijenta μ može se Cm izraziti pomoću razmaha krilab, pa pišemo:= (15)

Na osnovu predhodno iznetog jednačine (12) pi-šemo u sledećem obliku:= + −

= + (16)

= + −Ovakav sistem jednačina je rešiv, ali podrazumeva

kao što smo i prethodno naglasili poprilično detaljna,duga i skupa istraživanja na konkretnom modelu lete-lice, što još jednom potvrđuje opravdanost letnih ispiti-vanja kovita.

Primenimo sistem (1) za slučaj potpuno razvijenogneoscilatornog kovita. Sva ugaona ubrzanja jednaka junuli, tako da možemo napisati = = = 0. A, ako



nemaoscilacija napadnog ugla (q=0) predhodne je-dnačine imaju sledeći oblik:

Cl=00 = + (17)

Cn=0Posmatrajmo drugu jednačinu. Možemo zaključiti

da Cbm mora imati suprotan znak od drugog člana istejednačine. U tom članu Iz je za konvencionalne jedna-čine uvek veće od Ix a p i r uvek imaju isti predznak unormalnom kovitu sa pozitivnim napadnim uglom, ve-ćim od αkr.

Znači, pošto drugi član jednačine pod predpo-stavljenim ulsovima uvek ima pozitivan predznak,koeficijent Cbm mora imati negativnu vrednost.

Ako ugaone brzine prikažemo kao: p=ωcosαi r=ωsinαdruga jednačina sistema (17) se može napisatikao: = − (18)

Pa је: = − (19)

Ovde možemo zaključiti da se minimalna vrednostza ω postiže za α≈450, što se u praksi i pokazuje, štopotvrđuje valjanost sistema (16).

Slika 8 - Faze upotrebe protiv kovitnog padobrana

5. POSTUPAK ISPITIVANJA U LETU

5.1 Program ispitivanjaMeđunarodni vazduhoplovni standardi ali i realna

potreba za potvrdom postavljenih tehničko taktičkihkarakteristika, podrazumevaju eksperimentalnu veri-fikaciju letnih karakteristika realnog vazduhoplova.Ova ispitivanja se generalno dele na ispitivanja letelicena zemlji (što je ujedno i prva faza ispitivanja) i ispi-tivanje vazduhoplova u letu. Osim ispitivanja letnihkarakateristika, praktično se ispituju: ponašanje pogo-nske grupe u svim režimima leta, ispitivanje aeroela-stičnih pojava, ispitivanje elektro i elktronske opreme,

naoružanja, taktička ispitivanja i ispitivanja po pose-bnim zahtavima.

Načelno program ispitivanja podrazumeva: pripre-me i ispitivanje vazduhoplova na zemlji, prve letove,kasnije letove za određivanje letnih sposobnosti i ka-rakteristika sistema letelice.

Cilj i obim ispitivanja kovita u letu zavise od kate-gorije aviona i zahteva propisa čije zadovoljenje trebadokazati ispitivanjem u letu.

U opštem slučaju ispitivanjem treba utvrditi: mogućnost, uslove i postupke uvođenja aviona u

kovit; uticaj sekundarnih komandi na ponašanje aviona u

fazi uvođenja; ponašanje aviona u kovitu i karakteristične para-

metre; uticaj konfiguracije aviona i sekundarnih komandi

na ponašanje aviona u kovitu; postupak zaustavljanja rotacije i uticaj pojedinih

komandi u fazi zaustavljanja rotacije; ponašanje aviona u fazi vađenja iz kovita i

karakteristične parametre.U cilju povećanja bezbednosti i efikasnosti ispiti-

vanja potrebno je, pre pristupanja ispitivanju u letu,obaviti što obimnija i detaljnija ispitivanja i analizekoja treba da obuhvate: ispitivanje ponašanja aviona u prevučenom letu, ispitivanje karakteristika kovita na modelu u verti-

kalnom tunelu i/ili slobodnoletećim modelima,slika 9,

teorijski proračun karakteristika kovita aviona,analizu geometrijskih karakteristika aviona i od-nosa momenata inercije kao uticajnih parametarana ponašanje aviona u kovitu.

Slika 9 - Ispitivanje modela aviona u vertikalnomtunelu

Visinu ispitivanja izabrati tako da se obezbedi do-voljno vremena za potrebne reakcije sa ciljem uspo-stavljanja upravljivog leta. Sa druge strane visina netreba da bude prevelika jer su u tim uslovima, zbogmale gustine vazduha, uslovi za zaustavljanje rotacijenepovoljni (veće kašnjenje u vađenju i veći gubitak



visine). Izbor visine zavisi od kategorije aviona i nje-gove specifične gustine.

Načelno za lake klipne avione visina uvođenjatreba da bude oko 2.000 m a za lovačke avione oko5.000 m.U prvoj fazi ispitivanja uvođenje u kovit vršitiklasičnim komandovanjem iz uslova pravolinijskogleta sa oduzetim gasom; dovesti avion u let sa brzinomVi=(1,05-1,1)Vs nakon čega energično otkloniti ko-mandu pravca u željenu stranu i komandu visine mak-simalno na sebe.

Vađenje iz kovita vršiti klasičnim komandova-njem; palica maksimalno napred u cilju generisanjamomenta za smanjenje napadnog ugla, a odmah potompun otklon komande pravca protiv kovita u cilju zau-stavljanja rotacije. Po prestanku rotacije vratiti koma-ndu pravca u neutralan položaj i pristupiti vađenjuaviona iz obrušavanja.

Ukoliko vađenje iz kovita nije moguće klasičnimkomandovanjem upotrebiti sekundarne komande: ot-klon krilaca u stranu kovita, puna snaga pogonskegrupe, promena konfiguracije (zakrilca, stajni trap,vazdušne kočnice). Ako ni upotreba sekundarnih ko-mandi ne obezbedi vađenje iz kovita upotrebiti ugra-đena dopunska sredstva za izlazak iz kovita, protiv-kovitni padobran, slika 8.

U cilju ostvarenja što veće bezbednosti ispitivanjakovite izvoditi sa veoma postupnim razvojem. Prvekovite izvoditi samo sa uvođenjem odnosno početkomrotacije do oko 1/4 okreta nakon čega komandovatizaustavljanje rotacije. Ispitivanje vršiti sa kovitima ujednu i drugu stranu.

Nakon svakog ispitnog leta izvršiti detaljnu anali-zu snimljenih parametara leta. Centar pažnje je, pritome, razvoj ugaonih brzina rotacije i opterećenja, kaš-njenje u vađenju i gubitak visine u vađenju.

U nastavku ispitivanja povećavati ugao rotacijekomandovanog kovita sa korakom od 1/4 okreta (1/4,1/2/, 3/4, 4/4,...). Tokom obrade podataka ispitnih le-tova pratiti razvoj kašnjenja u vađenju i gubitka visineu vađenju. Načelno granične vrednosti su: kašnjenje od360o (1 okret) i gubitak visine od 300 m.

Ukoliko je tokom obavljenih ispitivanja utvrđenoda je ponašanje aviona ponovljivo i zaustavljanjerotacije pouzdano ispitivanje se može nastaviti sa kaš-njenjem u vađenju i gubitkom visine većim od nave-denih sa ciljem dostizanja faze ustaljenog kovita.

Ispitivanje treba nastaviti ako je prirast kašnjenja uvađenju i gubitka visine regresivan (sa smanjenim ko-racima). Ako je prirast kašnjenja u vađenju i (ili)gubitka visine progresivan (sa povećanjem koraka) is-pitivanje treba prekinuti nakon dostizanja gore nave-denih granica i dostignuti razvoj komandovanog kovi-ta smatrati graničnim.

Nakon završetka prve faze ispitivanja pristupa seispitivanju uticaja tehnike komandovanja, sekundarnihkomandi i promene konfiguracije aviona na njegovekovitne karakteristike: Uvođenje u kovit sa variranjem redosleda i

intenziteta otklona komandi sa ciljem iznalaženjaoptimalne tehnike uvođenja aviona u kovit;

Vađenje iz kovita sa variranjem redosleda i inte-nziteta otklona komandi sa ciljem iznalaženja opti-malne tehnike vađenja aviona iz kovita;

Uvođenje u kovit iz zaokreta i vađenja iz obru-šavanja (sa povećanim faktorom normalnog opte-rećenja);

Izvučena zakrilca; Izvučen stajni trap; Sletna konfiguracija; Izvučene vazdušne kočnice; Uticaj otklona krilaca u stranu kovita i u suprotnu

stranu; Uticaj snage pogonske grupe.5.2 Opis ispitno merne opreme

Početak ispitivanja aviona u letu star je koliko iprvi let, u početku se ispitivanja svodila na beleženjeskromnom opremom (barometri za merenje visine,alkoholni termometri za merenje temperature vazduha,beležeći brzinomer i obrtomer, kasnije akcelerografi ibeležeći klinomeri uglomeri). Početkom tridesetih go-ina bile su aktuelne fotokamere koje na filmu beležepodatke sa instrument table, postupak je zadržan dodanas, slika 10.

Slika 10 - Fotografija zabeležena foto-kamerom zapraćenje instrumenata leta

Krajem šezdesetih godina uvode se četrnaesto-ka-nalni magnetni registratori sa višekanalnim zapisi-vanjem signala, kojima se moglo meriti i do 100 uobi-čajenih parametara leta.

Parametri bitni za ispitivanje aviona u letu su sle-deći: Pritisci (apsolutni, diferencijalni i relativni), Temperature, Ugaone brzine, Deformacije i vibracije, Linearna i ugaona ubrzanja,



Sile i momenti, Ugaoni i linearni pomeraji, Uglovi položaja aviona u prostoru, Protoci goriva i hidroulja, Parametri rada pogonske grupe, Različiti analogni i digitalni električni signali iz

pojedinih podsistema vazduhoplova.Savremeno ispitivanje vazduhoplova u letu podra-

zumeva akviziciju većeg broja podataka, skraćeno vre-me ispitivanja i povećanje bezbednosti prilikom ispiti-vanja, što je dovelo do razvoja PCM (pulse code modu-lation) telemetrijskih akvizicionih sistema. Na slici 11je šematski prikazan avionski deo telemetrijskog akvi-zicionog sistema koji se generalno sastoji od: senzora,kondicionera (u zavisnosti od vrste senzora kondici-oneri vrše filtriranje, prilagođavanje, multipleksira-nje), PCM enkodera (računar),višekanalnih magnetnhregistratora za memorisanje PCM signala u kojima susadržane informacije o mernim parametrima, vreme-nskoj bazi i razgovornik pilota i kontrole letenja (vođeprojekta), transmisionog sistema (predajnik i prije-mnik).

Slika 11 - Šematski prikazan avionski deo telemetri-jskog akvizicionog sistema

Ovim sistemom omogućeno je da se trenutni para-metri leta u realnom vremenu mogu očitavati na ze-mlji, čime se obezbeđuje neprekidnost ispitivanja. Naslici 12 prikazan je blok dijagram zemaljskog kompa-tibilnog PCM telemetrijskog sistema koji obezbeđujesledeće funkcije: Prijem i demodulaciju visokofrekfetnog moduli-

sanog signala, što izvršava prijemni podsistemkojeg čine zemaljska antena i prijemnik;

Memorisanje izdvojenog multipleksnog RSM sig-nala na odgovarajućim magnetofonima sa velikombrzinom zapisivanja;

Deomutaciju mernih parametara, odnosno rekon-strukciju veličina objedinjavanjem odbiraka sig-nala i senzora (RSM dekomutator);

Pretprocesiranje, čime se omogućije praćenje mer-nih veličina u realnom vremenu kao i različitioblici prezentacije izmerenih veličina(pretproce-sor);

Detaljnu obradu izmerenih veličina i upravljanjeradom celokupnog zemaljskog telemetrijskog sis-tema (centralni računar).

Slika 12 - Blok dijagram zemaljskog kompatibilnogPCM telemetrijskog sistema

Klasična geodetska metoda određivanja trajekto-rije aviona (ili karakteristične tačke, tačaka: krajevikrila, nos, rep, težište aviona) bazira se na upotrebi dvasinhronizovana kino-teodolita koji su raspoređeni nameđusobno poznatom rastojanju L, slika 13, i dajuseriju snimaka aviona. Sinhronizacija snimanja avionaizmeđu dva kinoteodolita i signala identifikacije naregistratoru u avionu se vrši automatski radioputem.

Slika 13 - Šematski prikaz principa rada teodolitskogsistema.

Neka se avion nalazi u tački T koordinatnog si-stema x, y, z a kinoteodoliti u tačkama O i A duž h-oseusmerene u pravcu baze. Na snimljenim filmovima,donji levi ugao zapisana je vrednost azimuta α a na dnuekrana ugao elevacije ε; na sredini filma ucrtana jekončanica kojim se vrši korekcija, odnosno dovođenjesnimljenog aviona na centralnu osu objektiva, kao ivreme snimka, slika 14.

Slika 14 - Prikaz praćenja aviona teodolitom (a-ručno,b-avio tragačem)

аквизиција сензори

магнетнирегистратор

генератор времена

сензори кондиционер

телеметријскипредајниктелеметријски предајник

РСМ енкодер

магнетнирегистратор

r1 r

Xисток

T(x,y,z)Z

0

Y север

2

1

А≡О≡

линија



Iz trouglaOCD iACD imamo da je:z=x tgα1=(L-x)tg α2 (20)

odakle se dobija:= = ∙ (21)

Iz trouglovaOCТi ACТ imamo da je:= = ∙ = ∙ (22a)= = ∙ = ∙ (22b)

Uočavamo da za geometrijsku visinu h, odnosnokoordinatu u dobijamo dva matematička izraza, što upraksi znači praktičnu proveru dobijenih rezultata.Sekundarnom obradom podataka o putanji, preko prvei druge derivacije moguće je dobiti brzinu i ubrzanjesnimanog objekta (tačke na objektu).

Na slici 15 prikazan je teodolit SKY 1, koji je deosistema optoelektronskog teodolita SKYTRACK, naupotrebi u TOC SLI VTA VS. Sistem čini dva teo-dolita sa svojim podvozima, teodolitska stanica (baza)sa svojim podvozom.

Slika 15 - Teodolit Sky 1 sa podvozomTeodolitska stanica, slika 16, se sastoji od:

uređaja za analizu video signala u realnom vreme-nu (”treker”) sa monitorima,

uređaja za upis podataka na video signal (“ano-tator”),

generatora vremena, sistema za radio vezu, aviodekodera, instrument računara.

Slika 16 - Teodolitska stanica:1-“treker”,2-procesniračunar,3-”anotator” sa magnetofonom.

Sistem može da prati sledeće objekte: avion klase J-22 do 20 km, helikopter klase HN-45 do 15 km, bombe mase 250 kg do 6 km, bombe kočeno-ubrzavajuće od 100 kg do 4 km, padobranca do 5 km, raketu kal. 128 mm sa ubrzanjem do 700 m/s2 do

5 km, raketu kal. 55 mm sa ubrzanjem do 550 m/s2 do 2

km.Na osnovu merenja poznatih dimenzija (dužina

aviona, razmah krila) utvrđena je tačnost sistema, štoje prikazano u sledećoj tabeli:

Tabela 2. Tačnost merenja SKYTRАCK

Bočnoodstojanje

Visinaleta

Tačnosttriangulacije

Tačnostlasera

1km 500m >0,2m >2m5km 2500m >2,2m >2,2m10km 5000m >8m >2,5m20km 10000m >25m >2,9mTačnost je data za međusobnu udaljenostteodolita od 2km.

Dinamičke karakteristike sistema karakteriše da jeu zavisnosti od veličine cilja moguće vršiti praćenje od500 m do 100 km;maksimalna ugaona brzina teodolitaje 90o⁄ѕ; pokretljivost teodolita je 360o po azimutu i -5o

do +90o po elevaciji.Sistem SKYTRACK poseduje mogućnost praće-

nja cilja laserskom metodom, čiji je princip radaprikazan na slici 17.

Slika 17 - Određivanje položaja tela laserskom meto-dom.

Primećujemo da je u ovom slučaju praćenje ciljamoguće upotrebom jednog teodolita, ali se istovre-meno može pretiti samo jedna tačka na cilju, laserskimetod je precizniji na većim udaljenostima i greškarelativno malo varira sa povećanjem rastojanja pos-matrane letelice, ali je na malim daljinama metod tria-ngla dosta precizniji. Osnovni parametri koji definišustanje kretanja aviona u kovitu su: Ugaone brzine rotacije aviona u odnosu na ose

vezanog koordinatnog sistema,



Intenzitet ubrzanja u pravcima osa koordinatnogsistema,

Ugao ose trupa u odnosu na pravac dolazećevazdušne struje,

Napadni ugao aviona u odnosu na pravac dolazećevazdušne struje,

Poluprečnik rotacije centra mase aviona oko zami-šljene ose u prostoru,

Brzina kretanja centra mase aviona duž glavne oserotacije,

Gubitak visine po jednom okretu kovita (brzinapropadanja),

Otklon komandnih površina.

Slika 18 - Šematski prikaz sistema za merenje.Na slici 18 prikazan je šematski prikaz sistema za

merenje, čije su merne veličine sa podacima o tačnostimerenja prikazane u tabeli 3.

Tabela 3. Merne veličine i merni pretvarači

Rezultujuća ugaona brzina rotacije oko ose uprostoru se dobija kao zbir vrednosti vektora ugaonihbrzina za ose avionskog koordinatnog sistema.

2=р2+q2+r2 (23)Na osnovu dobijenih vrednosti crta se kriva zavi-

snosti rezultujuće =f(t). Integracijom dobijene fun-kcije u određenom vremenskom domenu dobija se brojokreta aviona oko ose u prostoru u tom domenu.

Uglovi koji definišu položaj aviona u prostoru ( и) dobijaju rešavanjem sistema jednačina:

p= - sin cos

q= - sin cos (24)

r= cos Napadni ugao aviona (ugao između ose aviona i

dolazeće struje) se dobija iz izraza:

=/2+ (25)Poluprečnik rotacije centra mase aviona

izračunava se na osnovu snimljenih vrednosti ubrzanjaprema izrazima:

аx= - cos · (9,81·sin +2R cos ) (26)

аз= 9,81·cos - 2R sin

6. ISPITIVANJE KOVITA AVIONA G-4(N-62) ULETU

Merenje i položaj centra mase aviona vršena jeelektronskom vagom oslanjanjem aviona na tri mernetačke. Avion je meren u konfiguraciji čist, napunjengorivom i sa stalnom kontrolno-mernom opremom ug-rađenom na avion.

Avion je meren sa protivkovitnim padobranom namestu kočionog padobrana, sa instrumentacijom zaregistrovanje parametara leta i olovnim tegomvezanim za nosač instrumentacije mase 43,6 kg, u ciljunadohnade mase sedišta od 83,5 kg izvađenog iz drugekabine.

Merenje je vršeno sa izvučenim stajnim organima,pri čemu je avion postavljen u liniji leta. Rezultati me-renja dati su u tabeli 4 iz koje se vidi da uvlačenjestajnih organa izaziva promenu momenta mase avionaoko početne ravni za -188,6 kgm.

Tabela 4. Raspored mase i osnovnih geometrijskih para-metara

Predhodna analiza uzima u obziruticaj repnih pov-ršina, slika 19.



Slika 19 - Prikaz uticaja repnih površina na efikasnostkrmila pravca

Na osnovu jednačine (27):К = = = 0,605 (27)

gde је F=1108972 mm2, R1=271216 mm2 L=4247 mm,L1=4517 mm, S=4669000 mm2, b/2=1985 mm, mo-žemo da zaključimo da krmilo pravca zadovoljavakriterijum prigušenja pri napadnim uglovima i do 60o,što predstavlja jedan od preduslova za početakispitivanja.

Posmatrajmo sliku 20, možemo zaključiti da jeoblik trupa povoljan u smislu bočnog opstrujavanja jerprilikom valjanja stvara aerodinamičku silu suprotnogsmera, pa se može reći da je oblik povoljan u smisluotpornosti na ulazak u kovit i doprinosi bržem izlaskuiz kovita. Međutim, posledica ovakvog oblika jemoguća težnja ka pljoštimičnom kovitu.

Slika 20 - Uticaj položaja horizontalnog repa naefikasnost krmila pravca; dimenzije aviona

Uticaj položaja horizontalnog repa u odnosu navertikalni rep pod napadnim uglom od 45o, gde semože zaključiti da prilikom vađenja iz kovita klasi-čnom metodom dovođenja aviona u obrušavanje polo-žaj horizontalnog repa ne utiče bitno na efikasnostvertikalnog stabilizatora.

Nakon izvršenih letnih ispitivanja koja prethodeizvršena su postepena i detaljna ispitivanja kovita avi-ona u letu. Analiziranjem dobijenih rezultata došlo sedo sledećih zaključaka:

Zbog sporog angažovanja aviona u kovit prešlo sena brzinu uvođenja Vi=1,2 Vs=240 km/h, zadržan jeklasičan način uvođenja aviona u kovit, odnosno, isto-vremeno ali laganim otklanjanjem komande pravca dokraja u stranu kovita i otklanjanjem komande visine dokraja na sebe. Vađenje iz kovita sa jednim okretom vrši

se istovremenim vraćanjem komande visine i komandepravca u neutralan položaj.

Ukoliko se avion u kovit uvodi redosledom koma-ndi: otklon kormila visine a zatim davanjem pune ko-mande pravca primetno je blago povećanje ugla poni-ranja do sloma sile uzgona na izabranom krilu za vred-nost 10o-20o u odnosu na preporučeni način uvođenja.Pri pokušaju uvođenja aviona u kovit bez upravljanjapo pravcu avion ne prelazi u kovit već prelazi u spi-ralno kretanje na režimu blagog podrhtavanja uz stalnopovećanje naklonog ugla- strmine spirale i povećanjebrzine.

Kako nalaže izabrani standard ispituje se uticajulaska u kovit na uglovima penjanja do 30o, što jeprovereno i došlo se do zaključka da ne utiče bitno nakarakter razvoja kovita, a posledice se ogledaju u neštomanjoj brzini aviona u toku prvog okreta. Uvođenje ukovit sa uglom penjanja od 30o prvi okret se završavau horizontu. Pošto bi veći napadni uglovi pri uvođenjuu kovit izazvali veće smanjenje brzine aviona i većaodstupanja u ponašanju od ispitanih uslova standardizabranjuju namerno izvođenje kovita na većim uglo-vima penjanja od 300.

Dinamički ulazak aviona kovit zbog grešaka utehnici pilotiranja pri izvođenju propinjanja, borbenogzaokreta ili oštrog zaokreta u određenoj meri utiče nasam karakter ulaska u kovit, ali se nakon prvog okretadalji tok normalizuje.

Uvođenjem u kovit sa povećanim brzinama(Vi=240-260 km/h) ima za posledicu povećanje uglaponiranja nakon davanja komande za uvođenje i većegugla propinjanja i većeg skretanja od kursa uvođenja(10o-20o) zbog povećanje efikasnosti kormila, ali neutiče bitno na karakteristične faze razvoja kovita.Optimalna brzina uvođenja u kovit zavisi od maseaviona i visine uvođenja.

Za uobičajene mase aviona (ostatak goriva 1.200-700 l) do visine 5000m optimalna brzina uvođenja jeVi=1,1Vs=220 km/h, a za visine preko 5.000 m brzinaje Vi=230 km/h. Što se razlikuje u odnosu na maksi-malnu masu aviona.

Ulazak u kovit sa povećanim režimom rada motoraotežava ulazak aviona u kovit i razvijanje kovita.Ovom prilikom ispitivan je ulazak aviona sa snagommotora na 95%, nakon davanja komandi za uvođenjeavion prelazi u grubo spiralno kretanje sa stalnimotimanjem komandi i tendencijom stalnog izlaska izkovita i spiralnog kretanja.

Prelazna faza kovita traje do postizanja punih ot-klona komandi za uvođenje aviona u kovit do zavr-šetka prvog okreta. Predstavlja karakteristično kretanjeaviona sa stvaranjem različitih momenata i ugaonihbrzina oko sve tri ose. Karakterišu je velike promene



svih parametara leta (ωx, ωy, ωz, nz, Vi, KK) i pe-riodične oscilacije koje se povremeno potpuno preki-daju(ωx) ili menjaju smer (ωy). Kretanja oko sve tri osese odvija u vidu periodičih oscilacija sa promenljivimugaonim brzinama sa narastajućim karakterom.

Slika 21 - Položaj aviona u karakterističnim tačkamakovita jednog okreta

Iz slike 21 i dijagrama odnosa ugaonih brzina utoku 1.okreta (slika 22) vidi se da su u prvom okreturazvoju kovita evidentna 3 (tri) zastajkivanja aviona,odnosno smanjenja razvijenih ugaonih brzina, nakonkojih ponovo dolazi do njihovog razvoja sa tende-ncijom rasta. To su položaji ,,na nož'', na leđima nepo-sredno pre završetka prvog okreta (nakon okreta za270o), što odgovara položaju kada je efikasnost verti-kalnog repa najveća, odnosno nema zasenčenosti odstrane trupa i krila. Bitno je naglasiti da se zbog naglogopadanja ugaonih brzina pilot stiče osećaj da avionkreće u suprotnu stranu.

Zadavanjem komandi za uvođenje u kovit dolazido narastanja ugaone brzine oko vertikalne ose (ωz) sapočetnim vrednostima 5-10o/ѕ (zadavanje kormila pra-vca u krajni položa) do 15-20o/ѕ i propinjanja avionado ugla θ=10-20o, tempom od 20-30o/ѕ od trenutkaotklona komande visine u krajni položaj na sebe dogubitka sile uzgona na izabranom krilu. Tako stvorenimomenti inercija superpozicijom dovode do slaganjaugaonih brzina ωz i ωy dovodi do valjanja oko uzdužneose u početku tempom od 70-80o/ѕ, sa smanjenjem upoložaju aviona ,,na nož''.

Nakon zastajkivanja u položaju ,,na nož'' dolazi dookretanja oko vertikalne ose (padanje nosa aviona) dougla θ=-30o, povećanjem ugaone brzine na ωz=40o/ѕ inastavka okretanja oko uzdužne ose do završetka polu-valjka u uglu na dole θ=-30-40o. Nakon trenutnog za-stajkivanja dolazi do narastanja ugaonih brzina oko svetri ose, što se manifestuje okretanjem oko uzdužne ose,smanjenja nagiba ka zemlji brzinom ωy=10-20o/ѕ na

θ=-10o i ponovnog zastajkivanja aviona. U toku prvogokreta postižu se sledeće ugaone brzine:ωx=0-125 о/ѕ(udesnom kovitu max. 100о/ѕ), ωy=20-30о/ѕ и ωz=30-40о/ѕ.

Promena opterećenja, slika 23, po z-osi (nz) u tokuprvog okreta se kreće od 0,3g do 1,1g. Srednja vre-dnost opterećenja ima blago opadajući karakter u pr-vom okretu (0,7g) dok je u daljem toku rastući.Promena opterećenja po h-osi se odvija u fazi sa pro-menom opterećenja i brzine i iznosi ±0,2g. Ove malevrednosti promene opterećenja čine kovit lako pod-nošljivim od strane pilota, ali zbog brzih i stalnih pro-mena vektora opterećenja bitna je orjentacija pilota,dezorjentacija dovodi do greške u pilotiranju, koja uovom slučaju može biti fatalna.

Slika 22 - Odnos ugaonih brzina po fazama razvojakovita

Promena brzina u toku prvog okreta, a skladu satačkama kovita prikazanim na slici 21 je sledeća:



Tabela 5. Promena brzina aviona u toku 1. okreta

uvođenje(Т-1)

tačka2

tačka3

tačka4

tačka5

tačka6

vađenje

220±5km/h

178±3km/h

205±5km/h

155±5km/h

210±5km/h

165±10km/h

225±5km/h

Promena (gubitak) visine u toku prvog okreta ulevom i desnom kovitu prilikom uvođenja sa visina4000-5000 m kao i gubitci visine potrebni za zausta-vljanje rotacije i dovođenje aviona u kontrolisani hori-zontalni let prikazani su na dijagramima slike 24. Pritome je kao optimalna brzina početka vađenja odre-đena Vi=300 km/h, a brzina dovoćenja u horizontalnikontrolisani let Vi=410±10 km/h, dok je optimalnoopterećenje u vađenju ≈2 g.

Trajanje prvog okreta iznosi 6-7 sekundi a ukupnovreme izvođenja kovita do vađenja u horizontalan po-ložaj traje 19-20 ѕ.

Slika 23 - Dijagram opterećenja u toku kovita sa 4okreta sa jednim pilotom

Slika 24 - Promena visine u toku razvoja kovitaFaza razvoja kovita, kao nastavak prelazne faze,

traje od završetka prvog do završetka trećeg okreta.Prelazak aviona u dugi okret kovita jeste iz blagog uglana dole (θ=-10±5o) i bez nagiba.

Primetno je da avion zbog položaja komandi krećesa jačim angažovanjem oko verikalne ose uz jedno-

vremeno nastavljanje valjanja oko uzdužne ose i kole-banjima oko poprečne ose (dva kolebanja po okretu).Kretanje aviona je i dalje oscilatorno i periodično. Pri-mećuje se postepeno smirivanje u kretanju aviona iusklađivanje ugaonih brzina oko sve tri ose, uz daljiporast ugaonih brzina ωx i ωy, kao što je prikazano naslici 25.

Možemo primetiti postepeno povećanje naklonogugla-putanje prema zemlji. Trajanje drugog okretareda je veličine 5 sekundi; završetak drugog okreta jeu uglu poniranja 20-30o; prosečan gubitak visine udrugom okretu iznosi 200-250 m.

Slika 25 - Kovit dva okreta levo, odnos ωx, ωy и ωz

Slika 26 - Prikaz putanje centra mase i krajeva krilaaviona u vertikalnoj ravni

Slika 27 - Prikaz putanje centra mase i krajeva krilaaviona u horizontalnoj ravni

Z[m]

3200

3000

2800

2600

2400

2200

20002560 2570 2580 2590 2600 2610 2620 2630 2640 2650

Y[m]

КРАЈ ДЕСНОГ КРИЛА

КРАЈ ЛЕВОГ КРИЛА

ЦЕНТАР МАСЕ

X[m]

Y[m]

-300-350-400-450-500-550-6002550

2600

2650

КРАЈ ДЕСНОГ КРИЛА

КРАЈ ЛЕВОГ КРИЛА

ЦЕНТАР МАСЕ



Na slikama 26 i 27 prikazana je putanja aviona,odnosno putanja centra mase i krajeva krila, u ver-tikalnoj i horizontalnoj ravni. Primetno je da su gubicivisina ustaljeni i iznose 250-350m, što se objašnjavapovećanom brzinom rotacije u 4. i 5. okretu. U desnomkovitu sa 4 okreta postižu se maksimalne ugaone br-zine oko sve tri ose: ωx=0-165o/ѕ, ωy =40-50o/ѕ i ωz=50o/ѕ.

Ako ove rezultate uporedimo sa rezultatima u pre-laznoj i fazi razvijanja primećujemo znato povećanjeugaonih brzina.

Promene rezultujuće ugaone brzine tokom vre-mena u kovitu do četiri okreta date su dijagramom naslici 28, dok je na dijagramu prikazanom na slici 29 jeprikazana promena brzine Vi, visina z, poluprečnik ko-vita R i napadni ugao α za razvijeni kovit od četiriokreta u levu stranu.

Slika 28 - Promena rezultujuće ugaone brzine tokomvremena u kovitu od 4 okreta u levo

Slika 29 - Promena brzine Vi, visina z, R i napadniugao α za razvijeni kovit od 4 okreta u levustranu

Gubitak visine od trenutka komandovanja uvođe-nja do četiri puna okreta je 1.160 m od čega je gubitakvisine u prvom okretu 140 m, u drugom okretu 320 mu trećem 380 m i u četvrtom okretu 320 m.

Gubitak visine od trenutka uvođenja u kovit dotrenutka komandovanja vađenja u funkciji broja okretadat je na dijagramu slike 30. Napadni ugao α u toku

razvijenog kovita do 4 okreta oscilatorno se menja ugranicama 20-50o sa različitim periodom oscilovanja,što je prikazano na dijagramu slike 27.

ГУБИ

ТАК

ВИСИ

НЕ

[m]

БР. ОКРЕТА [ ]О

200

400

600

800

1000

1200

200 400 600 800 1000 1200 1400 1600

Slika 30 - Gubitak visine od trenutka uvođenja dokomandovanja vađenja u funkciji broja okreta

Prilikom vađenja iz kovita do tri okreta, bez obzirana velike vrednosti ugaonih brzina oko uzdužne i ve-rtikalne ose, dovoljno je dovođenje kormila pravca uneutralni položaj u cilju zaustavljanja rotacije oko z-ose, (ωz=0, maksimalna vrednost 40-50o/ѕ), odnosnomaksimalno otklanjanje do 1/3 hoda kormila pravca usuprotnu stranu (5-8o). Pun otklon kormila pravca iza-ziva nepotrebno klizanje aviona nakon zaustavljanjarotacije u toku vađenja i pojavu zaostalog nagiba. Ucilju energičnijeg zaustavljanja rotacije ili vađenja samanjim ugaonim preticanjima, moguće je davanjekrilaca do potpuno suprotnog otklona, što će prilikomodmerenog otklona kormila pravca ima za posledicuizlazak u kurs vađenja bez zaostalog nagiba priugaonim preticanjima od 40-20o.

Smer kovita ne utiče bitnije na razliku u kašenjupri vađenju. Nakon komandovanja za vađenje i zau-stavljanje rotacije brzinu aviona od Vi=300 km/h sma-trati kao brzinu izlaska iz kovita sa tri okreta i početkaprevođenja u horizontalni let.

7. ZAKLJUČAKIz teoretske analize mehanike leta možemo zak-

ljučiti da je kovit složeno kretanje aviona i da bi se upotpunosti mogao modelirati potrebno je izvršiti po-drobna ispitivanja aerodinamičkih derivativa u aerotu-nelima. Kako se u potpunosti opisuje sa sistemom 6h6jednačina, to je izrada softverskog paketa veoma zah-tevna, ali i ne nemoguća.

Matematičko modeliranje ne može se u potpunostigeneralizovati za sve tipove aviona, već kako poredaerodinamičkih karakteristika utiče i raspored masa,upotreba pogonske grupe i dodatnih uređaja i velikobroj njihovih kombinacija dovode do neizbežnepotrebe da se svaki primer aviona posebno tretira imodeluje.

U cilju verifikacije zahtevanih karakteristike avi-ona u kovitu neophodno je na kraju gotov avion ispitatiu praktičnom letu.

БР. ОКРЕТА [ ]О1354 1504150о

ком

андо

вањ

ева

ђењ

а

заус

тављ

ауто

рота

циј

ање

е

БР. ОКРЕТА

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26t[s]

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26t[s]

1 2 3 4

4000

4500

5000

5500

Z[m

]

Vi[m

/s]

5010

0-5

0

R[m

]

a°[]

5050

90

1020

100

150

Vi

Z

160

320

360

320

a

R

- БРЗИНА - ВИСИНА - ПОЛУПРЕЧНИК КОВИТА

НАПАДНИ УГАО-

ViZRa

БР. ОКРЕТА [ ]О1354 1504150о

ком

андо

вањ

ева

ђењ

а

заус

тављ

ауто

рота

циј

ање

е

БР. ОКРЕТА

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26t[s]

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26t[s]

1 2 3 4

4000

4500

5000

5500

Z[m

]

Vi[m

/s]

5010

0-5

0

R[m

]

a°[]

5050

90

1020

100

150

Vi

Z

160

320

360

320

a

R

- БРЗИНА - ВИСИНА - ПОЛУПРЕЧНИК КОВИТА

НАПАДНИ УГАО-

ViZRa



Vodeći se postupkom ispitivanja i zahtevanimmeđunarodnim vazduhoplovnim standardima izvršenoje ispitivanje karakteristika aviona u kovitu i na osnovuprikazanih rezultata može se zaključiti da u duhuprincipa postupnosti i pridržavanja svih mera predo-strožnosti prilikom ispitivanja aviona u letu koristećispecijalizovanu ispitnu opremu bezbedno i sa dovo-ljnom tačnošću izvršiti verifikacija karakteristikaaviona u kovitu.

Rezultati ispitivanja pokazuju da uprošćena pred-hodna analiza može donekle opisati ponašanje avionau kovitu, tendenciju aviona ka određenom vidu kovita,opravdanost položaja aerodinamičkih površina i raspo-red masa aviona. Međutim, tačan opis kretanja avionau fazi uvođenja aviona u kovit, razvoja kovita i daljitok kovita, ovakav oblik predhodne analize ne možedati.

U slučaju konstrukcije vazduhoplova novog kon-cepta, gde se ne može izvršiti uporedna analiza sa većpostojećim vazduhoplovom (nepostojanje takvog kon-cepta ili nedostupnost podataka) neophodno je još utoku rane faze konstruisanja izvršiti detaljnija istra-živanja aerodinamičkih derivativa i matematičko mo-deliranje kretanja letelice i u kovitu, jer se na taj načinu početnoj fazi mogu otkloniti greške koje po pravilubivaju fatalne prilikom realnog ispitivanja aviona. Ra-zvojem matematičkog modela za vazduhpolov mogućeje proceniti koja varijacija letelice ima prihvatljivijekarakteristike sa aspekta ponašanja u kovitu.

Moramo naglasiti da je na ovaj način veoma teškoobuhvatiti i matematički opisati sve moguće faktorekoji utiču na let aviona u kovitu, naročito faktore kojisu produkt gradnje vazduhoplova, pa se nameće neo-phodnost ispitivanja aviona u letu, što u krajnjemslučaju zahtevaju i međunarodni vazduhoplovni stan-dardi.

Detaljnijim predhodnim ispitivanjem aviona kakou toku konstruisanja tako i tokom ispitivanja u letudoprinosi se povećanju bezbednosti ispitivanja vazdu-hoplova u letu.

LITERATURA

[1] Miroslav Nenadović, Osnovi aerodinamičkih kon-strukcija, Univerzitet u Beogradu, Beograd, 1950.

[2] Zlatko Rendulić, Mehanika leta, VIC, Beograd,1987.

[3] Vladimir Milošević, Ispitivanje aviona u letu, 3izdanje, Beograd, 2015.

[4] Boško Rašuo, Mehanika leta, Mašinski fakultetUniverziteta u Beogradu, Beograd, elektronskoizdanje, 2014.

[5] Miroslav Nenadović, Stabilnost i upravljivost letelicaI, II, III, Mašinski fakultet Univerziteta u Beogradu,Beograd, 1981.

[6] Darrol Stinton, Design of the Airplane, 2nd Ed.,AIAA, 2001.

[7] Tail design Requirements for Satisfactory SpinRecovery, NACA TN 1045, april 1946.

[8] Nikola Hinić, Postupak ispittivanja kovita, VOCVTA VS, Beograd, 2003.

[9] Jan Roskam, Chuan-Tau Edvard Lan, AirplaneAerodynamics and Performance, University ofKansas, Lawrence, 1997.

[10]Grupa autora, Izveštaj ispitivanja aviona G-4 (N-62)u kovitu, VOC VTI VJ.

[11]Flzing Qualites Testing, Air Force Flight Test CenterEdwards Air Force Base, february 2002.

SUMMARY

FLYING SPIN QUALITIES TESTING OF AIRPLANE

In this paper is presented the theoretical analysis of origins and characteristics of spinning motion.There are precise explanation of every stage spin flight and basic meaning of notion. Personatedequation of motion in spin and equitation of motion airplane in settled spin motion, analysis of them andgeneral recommendation for pilots for recovering from spins.Introduced in valid military and civil specifications flight test demonstration requirements for departureresistance and flying stall and spin qualities testing of airplane. Special attention was given on predictingdeparture, stall and spin susceptibility and theoretical analysis in the name of magnify flight testingsecurity. There are explanation of test equipment and methodology of flying qualities testing ofairplanes.Like a support of this theme are described method and results of flight stall and spin qualities testing ofairplane G-4(N-62) super see-gull with precise recommendation for pilots for recovering from spins,from TOC SLI VS (Technical testing center, department for fight testing Air Force of Serbia).Key words: aerodynamics, flight mechanics, spin, flight qualities testin

ispitivanje karakteristika kovita aviona u...

Documents