diplomova19 a pra19 aceFAKULTA STROJNÍHO INENÝRSTVÍ LETECKÝ ÚSTAV
FACULTY OF MECHANICAL ENGINEERING INSTITUTE OF AEROSPACE ENGINEERING
MONOSTI MINIMALIZACE INDUKOVANÉHO ODPORU
BAKALÁSKÁ PRÁCE BACHELOR'S THESIS
VEDOUCÍ PRÁCE Ing. ONDEJ LAJZA SUPERVISOR
BRNO 2010
Letecký ústav Akademický rok: 2009/2010
ZADÁNÍ BAKALÁSKÉ PRÁCE
student(ka): Vilém Skarolek
obor: Strojní inenýrství (2301R016)
editel ústavu Vám v souladu se zákonem .111/1998 o vysokých školách a se Studijním a zkušebním ádem VUT v Brn uruje následující téma bakaláské práce:
Monosti minimalizace indukovaného odporu
Struná charakteristika problematiky úkolu:
Cíle bakaláské práce:
Seznam odborné literatury:
BRO, Václav: Aerodynamika nízkých rychlostí. Praha: Vydavatelství VUT. 1995. ISBN 80-01-02347-8 Hoerner S. F.: Fluid-Dynamic Drag, Hoerner Fluid Dynamics, Bakersfield
Vedoucí bakaláské práce: Ing. Ondej Lajza
Termín odevzdání bakaláské práce je stanoven asovým plánem akademického roku 2009/2010.
V Brn, dne 20.11.2009
_______________________________ _______________________________ prof. Ing. Antonín Píštk, CSc. prof. RNDr. Miroslav Doupovec, CSc.
editel ústavu Dkan fakulty
Abstrakt Indukovany odpor tvor podstatnou cast celkoveho odporu letounu pri letu a tak jeho minimalizace je zadouc pri snaze o hospodarny provoz letecke dopravy. Bakalarska prace se zabyva moznostmi minimalizace indukovaneho odporu. Prvn cast teto prace se zabyva uvodem do problemu tvorby indukovaneho odporu za letu. V druhe casti je zpracovan prehled moznych zpusobu minimalizace, jejich popis, konstrukcn proveden vcetne zhod- nocen jednotlivych metod minimalizace.
Abstract Lift-induced drag is a significant part of total drag of airplane during flight, thus its minimization is desirable for economical operation of air service. This bachelor thesis deals with possibilities of induced drag minimization. First part of this thesis presents basics of induced drag origin during flight. The second part of the thesis contains overview of potential methods of induced drag minimization, their description and structural design, including comparison of particular methods of drag minimization.
Klíová slova minimalizace, indukovany odpor, aerodynamika, winglety
Keywords minimalization, induced drag, drag due to lift, aerodynamics, winglet
SKAROLEK, V.Monosti minimalizace indukovaného odporu. Brno: Vysoké uení tech- nické v Brn, Fakulta strojnho inzenyrstv, 2010. 38 s. Vedouc bakalarske prace Ing. Ondrej Lajza.
OBSAH
Obsah
2 Indukovaný odpor 10 2.1 Vznik indukovaného odporu . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 10
2.1.1 Jak profil vytváí vztlak . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 10 2.1.2 Kídlo koneného rozptí . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 11
2.2 Matematické vyjádení . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 13 2.3 Zmny velikosti indukovaného odporu za letu . . . . . . . . . . . . . . . . 15
2.3.1 Rychlost letu . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 15 2.3.2 Blízkost zem . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 15 2.3.3 Let ve formaci . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 16
3 Konstrukní úpravy kídla slouící k minimalizaci indukovaného odporu 18 3.1 Zmna štíhlosti kídla . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 18 3.2 Kroucení kídla . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 19 3.3 Modifikace konc kídel . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22 3.4 Winglety . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 26
3.4.1 Pevné . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 27 3.4.2 Speciální typy . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28 3.4.3 Winglety se stavitelnou geometrií . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 31
4 Závr 34
5 Pílohy 38
SEZNAM OBRÁZK
Seznam obrázk 2.1 chování profilu v proudní . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 10 2.2 profil pi velkém úhlu nábhu . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 10 2.3 vznik vír na koncích kídel . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 11 2.4 prbh indukovaného úhlu nábhu podél polorozptí . . . . . . . . . . . . 12 2.5 vznik indukovaného odporu jako následek zmny smru proudní . . . . . . 12 2.6 rozloení souinitele vztlaku podél polorozptí pro rzn tvarovaná kídla . 13 2.7 indukovaný odpor s rostoucí rychlostí klesá . . . . . . . . . . . . . . . . . 15 2.8 pízemní efekt . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 16 2.9 indukovaný odpor kídla blízko zem . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 16 2.10 ti formace s prmrným sníením odporu 14% . . . . . . . . . . . . . . . 17 2.11 prmrná redukce odporu pi letu ve formaci jako fce potu letadel ve formaci 17 3.1 dv kídla se stejnou plochou a odlišnou štíhlostí . . . . . . . . . . . . . . . 18 3.2 souinitel odporu rzných kídel jako funkce druhé mocniny jejich souini-
tele vztlaku, A - štíhlost kídla . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 19 3.3 geometrické zkroucení: zmna úhlu nábhu pi zachování stejného typu
profilu . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 20 3.4 aerodynamické zkroucení: zmna typu profilu pi zachování stejného úhlu
nábhu . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 21 3.5 twisteron: pi pouití k redukci ind. odporu je konec odtokových klapek
natoen smrem nahoru vzhledem ke koenu . . . . . . . . . . . . . . . . . 21 3.6 drooped upward/downard, více pohled lze nalézt v píloze 5.12 . . . . . . 22 3.7 ti úpravy kídel: rectangle, rounded, Hoerner wing tip . . . . . . . . . . . 23 3.8 graf závislosti souinitele odporu CD na úhlu nábhu pro rzné modifikace
zakonení kídel, [14] . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23 3.9 pírstek odporu vzhledem k referenní variant Rounded[%], [14] . . . . . 24 3.10 koncová kídelní nádr (Tip tank), vpravo znázornní polohy stedu víru . 24 3.11 Raked wing tips, další pohledy v píloze 5.14 . . . . . . . . . . . . . . . . 25 3.12 schéma ukazující psobení wingletu, pohled shora na kídlo . . . . . . . . . 26 3.13 classic(Whitcomb) winglet a z tohoto typu odvozen tzv. Wingtip fence(Airbus
A319) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 27 3.14 blended winglet . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28 3.15 ínský letoun Y5-B (An-2) s tip sail na koncích kídla . . . . . . . . . . . . 29 3.16 letoun Falcon 900 s instalovanými Spiroid tips . . . . . . . . . . . . . . . . 29 3.17 vírová stopa u a) klasického kídla b) spiroid tips [21][10] . . . . . . . . . . 30 3.18 tip turbine . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 30 3.19 wing grid . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 31 3.20 moné zpsoby zmny geometrie wingletu(Boeing) . . . . . . . . . . . . . . 32 3.21 pohled shora, winglety a)úpln zataeny pro velmi vysoké rychlosti letu . . 32 5.1 Ekranoplán Lun vyvíjen v 70. letech v Sovtském svazu vyuívající pízem-
ního efektu . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 38 5.2 Ekranoplán Lun v dnešní dob . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 38 5.3 rozloení souinitele vztlaku po délce kídla lichobníkového tvaru . . . . 39 5.4 rozloení souinitele vztlaku po délce kídla pímého tvaru . . . . . . . . . 39 5.5 rozloení souinitele vztlaku po délce kídla lichobníkového tvaru geome-
tricky krouceného +3 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 40
5.6 rozloení souinitele vztlaku po délce kídla lichobníkového tvaru geome- tricky krouceného -3 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 40
5.7 rozloení souinitele vztlaku po délce kídla lichobníkového tvaru aero- dynamicky krouceného . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 41
5.8 rozloení souinitele vztlaku po délce kídla lichobníkového tvaru, aero- dynamicky i geometricky (-3) krouceného . . . . . . . . . . . . . . . . . . 41
5.9 testovací prototyp se systémem twisteron, dálkov ízený, rozptí 3m, ma- ximální rychlost letu 160 km/h . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 42
5.10 Hoerner wingtip na letounu Piper PA-32 od výrobce Knots2you. Udávané parametry: zvýšení cestovní rychlosti o 2-3 mph, zlepšené stoupání o 40-70 ft/min, zvýšená stabilita, sníení pádové rychlosti o 2-3 mph. Cena 1745$ . 43
5.11 Hoerner wingtip na letounu Grumman American AA-1 . . . . . . . . . . . 43 5.12 modifikace konce kídla:Rounded, Drooped downward, Drooped Upward
[14] . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 44 5.13 letoun Cessna 310, kde jsou pouity tzv. upswept tip tank (kombinace konce
drooped upward a nádre) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 45 5.14 letoun Boeing P-8A Poseidon s raked wingtips a montá na kídlo . . . . . 46 5.15 detail na konstrukní provedení tip sails u letounu AN-2 . . . . . . . . . . 47 5.16 závislost souinitele vztlaku na souiniteli odporu pro rzné poty perutí
(tip sails)[20] . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 48 5.17 graf závislosti souinitele vztlaku a škodlivého odporu pro rzné tvary
konc kídel [5] . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 49
Prohlašuji, e jsem tuto bakaláskou práci vypracoval samostatn pod vedením Ing. Ondeje Lajzy a uvedl jsem všechny literární prameny, publikace a elektronické zdroje, ze kterých jsem erpal.
V Brn dne: 18.5.2010
Vilem Skarolek
Na tomto míst bych velice rád podkoval Ing. Ondeji Lajzovi za odborné vedení této bakaláské práce. Dále chci podkovat své rodin za podporu pi studiu na vysoké škole.
V Brn dne: 18.5.2010
Vilem Skarolek
1. ÚVOD
1. Úvod Za posledních šedesát let došlo ve svt k velkému rozvoji letecké dopravy a tento rst
nadále trvá. Jen v roce 2005 došlo k mezironímu rstu o 5 % [6] a podle pedpoklad EU by se objem letecké pepravy ml do roku 2020 oproti roku 2008 a zdvojnásobit. [16] S pedpokladem dlouhodobého rstu ceny ropy budou výrobci letoun nuceni hledat zpsoby zvýšení hospodárnosti provozu tak, aby se udreli konkurenceschopní. Zvyšující se poet letoun a z toho vyplývající nárst spoteby ropy pravdpodobn povede k písnjším emisním normám. Napovídá tomu i ve snmovn R práv projednávaná novela zákona o obchodování s emisními povolenkami. Dle této novely letetí dopravci budou muset od roku 2012 povinn kupovat emisní povolenky na emise ze svých letadel. Vyhovt poadavkm na hospodárnost napomáhá i v posledních dvaceti letech mo-
hutný rozvoj výpoetní techniky a numerických výpot proudní. Optimální návrh le- tounu je tak dleitou ástí vývoje a jeliko zásadní vliv na potebný výkon má celkový odpor letounu, stává se poadavek na minimalizaci odporu nutností. Tato bakaláská práce se zabývá vhodnými zpsoby sníení indukovaného odporu.
Pi cestovním reimu tvoí u dopravního letounu indukovaný odpor 30-40 % z celkového odporu [15][str.2/5]. Pípadná redukce má vliv na mnoství spotebovaného paliva, které tvoí piblin 22% [10] pímých provozních náklad pro bné dopravní letadlo s dlouhým doletem. V této práci byly zpracovány pouze bné konvenní úpravy. Nkteré tyto úpravy je
moné pouít bez píliš velkých konstrukních úprav i na letouny v provozu. Vynechána tak byla teorie uzavených systém tzv. box-wing konfigurace u kterých je pi pouití zapotebí navrhnout celý letoun od zaátku. Sniování indukovaného odporu poskytuje stále nové monosti a lze v budoucnu oe-
kávat pokraující práce ve vývoji. Existující rzné zpsoby však pinášejí také mnohé problémy a tak je vhodná volba nároným a zodpovdným procesem.
9
2.1.1. Jak profil vytváí vztlak
(zjednodušené vysvtlení pes Bernoulliho rovnici) Pi pohybu profilu v prostedí, napíklad vzduchu, dochází k proudní kolem spodní a horní ásti profilu. Z Bernoulliho rovnice zjednodušen zapsané (statický tlak + dyna- mický tlak = konst.) plyne, e na dolní ásti profilu je niší dynamický tlak a vyšší sta- tický tlak. Naopak na horní, kde proudící médium musí zdolat vtší vzdálenost, statický tlak klesá a dynamický vzrstá viz. obr. 2.1.
Obrázek 2.1: chování profilu v proudní
V dolní ásti profilu vzniká petlak a v horní ásti podtlak viz. obr. 2.2. Prbhy rozloení tlaku se mní s kadou zmnou úhlu nábhu a vztlak vzniká soutem sil vzniklých z petlaku pod profilem a podtlaku nad profilem.
Obrázek 2.2: profil pi velkém úhlu nábhu
Pi uritém úhlu nábhu pro daný profil je vztlak nulový, pi navýšení roste a do kritického úhlu nábhu, pi nm dochází k odtrení proudu a náhlému poklesu vztlaku co povede k propadu letounu.
10
2.1.2. Kídlo koneného rozptí
Skutené kídlo sloené z profil má konené rozptí a tím vzniká sloitjší proudní ne u teoretického kídla nekoneného rozptí. Proudní se tak stává z rovinného (2D) troj- rozmrné (3D). Tlakový rozdíl mezi dolní a horní ástí profilu (viz. 2.1.1) na konci kídla, kde pevný povrch kídla ji nezabrauje vyrovnání tlaku, se snaí vyrovnat a tak vzniká proudní z oblasti petlaku na dolním povrchu k oblasti podtlaku na horním povrchu. D- sledkem toho tlakový rozdíl smrem ke koncm kídel klesá a na konci je nulový. Sníení tlakového rozdílu má za následek niší vztlakovou úinnost kídla ve srovnání s profily, které kídlo vytváejí.
Obrázek 2.3: vznik vír na koncích kídel
Vír vytváí ve svém okolí pole indukovaných rychlostí. Indukovaná rychlost je výsledek volných vír a pi kladném vztlaku vznikají indukované rychlosti smrem dol po celé délce rozptí (u konc kídel nejvtší) a ty zmenšují úhel nábhu α∞ o tzv. indukovaný úhel nábhu αi viz. obr. 2.4. Profil na kídle s koneným rozptím a úhlem nábhu α∞ se tak chová jako profil na
kídle s nekoneným rozptím a úhlem nábhu αef . Jeliko αef je menší ne α∞ práv o αi v dsledku tohoto vztlaková úinost kídla s koneným rozptím poklesne. Skuten psobící proud na kídlo o rychlosti vef je odklonn od pvodn nabíhajícího proudu v∞. Zmna smru skuteného proudní má za následek náklon místního vztlaku smrem
po proudu práv o indukovaný úhel nábhu αi tak, aby byl stále kolmý na smr proudní
11
Obrázek 2.5: vznik indukovaného odporu jako následek zmny smru proudní
viz. obr. 2.5. Rozkladem do smru letu a smru psobení tíhy letounu získáme silovou sloku dXi rovnobnou s v∞, která tak získává charakter odporu. Tento odpor je nazý- ván indukovaný odpor a jeho vznik je dsledkem konenosti kídla. Druhým dsledkem konenosti kídel je nemonost dosáhnout stejného maximálního souinitele vztlaku jako u profilu. Je to dáno tím, e k odtrení proudní u kídla dojde pi dosaení stejného ma- ximálního úhlu nábhu jako u profilu, avšak kídlo vytváí vztlak pouze pod efektivním úhlem nábhu.
12
Pi popisu indukovaného odporu je vhodné zavést koeficient indukovaného odporu CDi
jako pomr indukovaného odporu vi souinu dynamického tlaku a plochy kídla.
CDi = Di
q × S =
Di 1 2ρv
2 × S (2.1)
kde: Di je indukovaný odpor q je dynamický tlak S je plocha
Úpravou rovnice (2.1) lze indukovaný odpor vyjádit jako:
Di = CDi × 12ρv 2 × S (2.2)
Jeliko indukovaný odpor závisí na tvorb vztlaku, je vhodné vyjádit pomr mezi souinitelem vztlaku a souinitelem indukovaného odporu.
CDi = k × C2L λ
(2.3)
kde: CL je souinitel vztlaku k zahrnuje vliv pdorysného tvaru kídla (od 1
π do cca 1,2
Obrázek 2.6: rozloení souinitele vztlaku podél polorozptí pro rzn tvarovaná kídla
Konstanta k zahrnuje vliv pdorysného tvaru kídla a je v rozsahu od 1 π do cca 1,2
π .
Pro eliptický tvar kídla nabývá minimální hodnoty ( 1 π ) a z tohoto plyne, e eliptické
13
2.2. MATEMATICKÉ VYJÁDENÍ
kídlo má nejniší indukovaný odpor (rovnomrné rozloení vztlaku po kídle viz.obr. 2.6) a kídlo odlišného tvaru indukuje vdy více odporu. V anglické literatue se asto objevuje místo konstanty „k tzv. Oswald efficiency
number znaené jako „e. Vztah (2.3) pak pechází do tvaru:
CDi = C2L πeλ
kde: pro eliptický tvar e = 1 pro jiný e < 1
Kídlo eliptického tvaru se napíklad pouilo u letadla Supermarine Spitfire, známého anglického stíhacího letounu z období druhé svtové války. Pes ji popsanou výhodu se ovšem eliptický tvar píliš nepouívá. A to z dvodu vyšších výrobních náklad a také vzhledem k výskytu nepíjemného jevu, kdy k odtrení proudu pi petaení dochází po dosaení kritického úhlu nábhu náhle a bez varování. Jeliko souinitel vztlaku CL je:
CL = L
q × S =
L 1 2ρv
2 × S (2.5)
kde: L je vztlak q je dynamický tlak S je plocha
pak ze vztah (2.2)(2.3) platí:
Di = k
) × S (2.6)
Pi ustáleném letu, kdy platí rovnováha mezi vztlakem (L) a tíhou (Fg), rozepsáním λ = b2
S a následnou úpravou lze vztah (2.6) vyjádit:
Di = kF 2g 1 2ρv
2b2 (2.7)
kde: b je rozptí kídla Fg je tíha letounu
Pi bliším pohledu na vztah (2.7) nastane zvýšení indukovaného odporu: pi vyšší výšce letu (niší hustota vzduchu) kídlo odlišné od eliptického tvaru zvýšení hmotnosti letounu sníením rychlosti zmenšením rozptí kídla
14
2.3.1. Rychlost letu
Velikost indukovaného odporu je dle rovnice (2.7) také závislá na rychlosti proudní kolem kídla. Pi niších rychlostech je potebný vyšší úhel nábhu, ne pi vysokých rychlostech pro tvorbu potebného vztlaku. Se zvyšující se rychlostí vliv indukovaného odporu klesá, ale na druhou stranu se zvyšuje škodlivý odpor viz. obr. 2.7
Obrázek 2.7: indukovaný odpor s rostoucí rychlostí klesá
2.3.2. Blízkost zem
Na letoun letící dostaten blízko zem psobí jev nazvaný pízemní efekt. Zem jako pevná pekáka brání dokonalému vyrovnávání tlak a tím se sniuje síla koncových vír. Pízemní efekt se výraznji projevuje u výšky letu, která je menší ne rozptí. Pi výšce letu 3
10 rozptí kídla je indukovaný odpor sníen piblin o 20%. V dsledku sníení volných vír je pokles indukovaných rychlostí. Ty zmenšují úhel nábhu α∞ o tzv. indu- kovaný úhel nábhu αi a tak dojde ke zvýšení efektivního úhlu nábhu αef , co smuje ke zvýšení vztlaku. Vlastnost jevu který psobí v tsné blízkosti povrchu zem je asto neá- doucí zvlášt u pistání. Letoun s náhlou ztrátou velké ásti odporu má snahu dolett dále a prodluuje se tak pistání. Naopak u vzletu pízemní efekt dovolí petíenému letounu s nízkým výkonem vznést se do výšky nkolika metr nad terén s pomocí vztlaku od pízem- ního efektu. Takový letoun, ale dokáe pouze setrvat v hladin psobení efektu a první pekáka povede k havárii. Pízemního efektu vyuívají ekranoplány (píloha 5.1,5.2), stroje na pomezí letadla, vznášedla a lod, nejastji stavné pro let nad moskou hladi-
15
Obrázek 2.8: pízemní efekt
nou, kde nehrozí velké zmny v lenitosti terénu. Ekranoplán je schopný vyvinout výkon k nabrání krátkodob vyšší výšky pro bezpené pekonání pekáek (lo, skalisko atd.).
Obrázek 2.9: indukovaný odpor kídla blízko zem
2.3.3. Let ve formaci
Pi letu ve formaci dochází k vzájemnému ovlivnní letadel mezi sebou a tím dochází ke sníení indukovaného odporu. Odpor se stabiln sniuje se zvyšujícím se potem letoun ve formaci viz. obr. 2.11. Ve formaci 5 letadel tak me být sníení odporu a o 18%. Z obr. 2.10 je patrné, e nezáleí na zpsobu horizontálního uspoádání formace, celkové sníení odporu je u skupiny stejné. Bohuel pi vertikálních rozestupech je ji píznivý efekt letu ve formaci mnohem niší. V pípad poškození nebo nedostatku paliva u jednoho letounu s uváením 2.10 je tou
nejlepší volbou zvolit formaci tvaru (c), která pi zachování prmrného poklesu odporu pro skupinu vychází jako nejvýhodnjší pro íslo 3 s o 37 % niším odporem.
16
2. INDUKOVANÝ ODPOR
Vyuití efektu kdy dojde ke sníení odporu pi letu ve formaci bylo pozorováno u migrujících pták létajících v tsných V formacích. Na první a krajních pozicích dochází pi delších peletech k pravidelné výmn, jeliko let na tchto pozicích je více vysilující (jako pi letu bez formace). V roce 2009 se zastnil tým ze Stanford University finále soute ”Fly Your Ideas”
vypsané firmou Airbus pro studenty vysokých škol práv s projektem vyuití let doprav- ních letoun ve formacích pro sníení odporu.
Obrázek 2.10: ti formace s prmrným sníením odporu 14%
Obrázek 2.11: prmrná redukce odporu pi letu ve formaci jako fce potu letadel ve formaci
17
3.1. Zmna štíhlosti kídla
Štíhlost kídla
Štíhlost kídla je definována jako pomr mezi rozptím b a hloubkou kídla c pípadn jako pomr mezi druhou mocninou rozptí b a plochou kídla S.
λ = b
S (3.1)
Letoun se štíhlejším kídlem bude za letu vytváet mén indukovaného odporu. U delšího a ušího kídla jsou konce dále od sebe a mén tak ovlivují stední ást kídla.
Obrázek 3.1: dv kídla se stejnou plochou a odlišnou štíhlostí
Standardní vtron mají štíhlost kolem dvaceti. U volné tídy to bývá i pes ticet a na- opak u stíhacích letoun je štíhlost kídel nízká. Pi zvýšení rozptí kídla na dvojnásobek a zárove pi zachování stejné plochy, stejného souinitele vztlaku a dynamického tlaku dojde v souladu se vztahem (2.7) k poklesu indukovaného odporu na 14 oproti pedchozí konfiguraci. Zmna celkového odporu ale nebude tak píznivá, jeliko dojde ke zvýšení odpor zpsobených zmnou geometrie v proudní (škodlivý odpor/parasitic drag). I další dvody objasní pro nemá tedy velká vtšina letadel velmi štíhlá kídla. Dlouhá
kídla jsou toti zatíena vtším ohybovým momentem, co zvyšuje hmotnost konstrukce kídla. U velmi štíhlých kídel se také zhorší citlivost na kidélka a prodluuje se doba rotace kolem podélné osy. Toto vyluuje pouití u stíhacích letadel a menších letoun s poadavkem na vysokou obratnost. U dlouhých kídel je také zmenšen prostor pro instalaci palivové nádre, uloení podvozku a dalších systém z dvodu menší hloubky profilu.
18
3. KONSTRUKNÍ ÚPRAVYKÍDLA SLOUÍCÍ KMINIMALIZACI INDUKOVANÉHOODPORU
Obrázek 3.2: souinitel odporu rzných kídel jako funkce druhé mocniny jejich souinitele vztlaku, A - štíhlost kídla
Zhodnocení
Štíhlost kídla má zásadní vliv na velikost indukovaného odporu. Bohuel omezujícím faktorem jsou vlastnosti plynoucí ze zvtšené délky kídla. Na delší kídlo psobí zvýšené zatíení, které vede vtšinou k nutnosti pevnostní úpravy. Zmenšený prostor pro instalaci podvozku, palivové soustavy a dalších systém zpsobuje nutnost sloitých konstrukních úprav. Pi návrhu letounu je tak dleité nalézt rovnováhu ve štíhlosti kídla, aby se budoucí ušetené náklady plynoucí z menšího odporu vyplatily s ohledem na náklady konstrukních ešení.
3.2. Kroucení kídla
U nekrouceného kídla je jeho pdorysným tvarem dáno rozloení vztlaku po rozptí viz. obr. 2.6. Rozloení vztlaku po rozptí ovlivuje letové vlastnosti letounu pi malých rychlostech v blízkosti kritického úhlu nábhu kdy hrozí ztráta vztlaku. U nekroucených kídel je rozloení pro pijatelné letové vlastnosti pouze u kídel pímých obdélníkových. U jiných tvar kídel je nutná úprava geometrickým nebo aerodynamickým kroucením pro dosaení dobrých letových vlastností. V píloze 5.3 a 5.6 lze vidt vliv kroucení na posun místa ve kterém dojde k odtrení proudní. Ze vztahu 2.4 v kapitole 2.2 také víme, e indukovaný odpor je ovlivnn pdorysným tvarem kídla a je nejpíznivjší pro konfiguraci letounu s eliptickým tvarem kídla a rovnomrným rozloením vztlaku po délce. S vhodným uitím kroucení lze u rzných pdorysných tvar kídla dosáhnout stejného minimálního indukovaného odporu jaké má eliptické kídlo se stejnou štíhlostí pi stejných provozních podmínkách. Aerodynamické i geometrické kroucení lze kombinovat. Výsledkem me být sníení indukovaného odporu a o 15 %. Nevýhodou kroucení je, e optimální vlastnosti má kídlo jen v jednom provozním reimu. V praxi pro letouny s velkou promnností letových reim tj. letové rychlosti, provozní výšky a váhy nákladu je nutno najít kompromisní návrh zkroucení tak, aby vyhovoval všem reimm bhem provozu.
19
Geometrické
Pi geometrickém kroucení kídla s podobnými profily dochází ke zkroucení po délce kídla, kdy úhel nastavení koenového profilu je odlišný od úhlu nastavení konce kídla. Rozeznáváme kladné a záporné zkroucení viz. obr. 3.3. Prbh zmny úhlu po rozptí bývá asto lineární. Me být i lineární po nkolika úsecích. Existuje ale i nelineární, které má opodstatnní jen ve velmi specifických pípadech vzhledem k vyšším výrobním nákladm kídla. K minimalizaci indukovaného odporu na obdelníkovém kídle musí být odtoková hrana natoena vi koeni kídla smrem nahoru tak, aby po délce kídla prbn klesal úhel nábhu.
Obrázek 3.3: geometrické zkroucení: zmna úhlu nábhu pi zachování stejného typu pro- filu
Aerodynamické
Pi aerodynamickém kroucení je pouito více druh profil s hladkým pechodem podél kídla. Koenový profil se od toho koncového liší tvarem i aerodynamickými charakteristi- kami tj. úhlem nulového vztlaku, sklonem vztlakové áry a velikostí CLmax. Rozmanitost prbh vztlakových ár dává oproti geometrickému kíení podstatn vtší monost k ovlivnní rozloení vztlaku a tím i aerodynamických vlastností kídla. Pi pouití aero- dynamického kroucení pro minimalizaci indukovaného odporu se na obdelníkovém kídle prohnutí profil smrem ke konci kídla zmenšuje.
20
Obrázek 3.4: aerodynamické zkroucení: zmna typu profilu pi zachování stejného úhlu nábhu
Twisterons
K pekonání omezujících vlastností pevn zkrouceného kídla byl na univerzit Utah v USA pod vedením Dr. Phillipse vyzkoušen a následn patentován v roce 2005 tzv. Twiste- ron. Jedná se o klapky po celé délce rozptí na odtokové hran kídla, které mohou být natáeny. Mohou být vychýleny symetricky jako vztlakové klapky nebo antisymetricky jako kidélka. Výhodou systému Twisteron je monost zmny zkroucení kídla bhem letu. Teorie a simulace byly oveny na dálkov ízeném letounu s rozptím 3 m navre- ného na petíení 7 G s maximální rychlostí letu 160 km/h viz. obr. píloha 5.9. Pi testech se mimo jiné zjistil i pozitivní vliv na výšková kormidla. Pro tento prototyp dosahovalo sníení celkového odporu bhem nkterých fázích letu a 20 % . Prmrný pokles je pak pi pouití 5 % a 10 %. [9]
Obrázek 3.5: twisteron: pi pouití k redukci ind. odporu je konec odtokových klapek natoen smrem nahoru vzhledem ke koenu
Zhodnocení
Kroucení kídel je kvli jejich vlastnostem velmi rozšíené. Akoliv vliv na indukovaný odpor je nezanedbatelný, pevaující dvod k pouití je pro zlepšení chování letounu. Pi vyuití geometrického, aerodynamického kroucení i jejich kombinace pro sníení induko- vaného odporu je omezujícím faktorem dosaení nejlepších vlastností jen v jednom daném provozním reimu. Tento problém eší nový pístup v pouití tzv. twisteronu. Twisteron ji
21
3.3. MODIFIKACE KONC KÍDEL
Twisteron ji prošel patentovým ízením a zatím byl otestován pouze na modelu. Ješt nebyl postaven letoun vyuívající tento systém v praxi a tak na své rozšíení a vývoj stále eká.
3.3. Modifikace konc kídel
Modifikované konce jsou dleitou ástí kídla s moností ovlivnit aerodynamické vlast- nosti a pi správném návrhu me jejich pouití vést ke sníení indukovaného odporu. Mezi základní a asto pouívané druhy patí tito zástupci: eliptické (elliptic wing tip) protáhlé konce smrem nahoru i dol (drooped upward/downward) tvercové (rectangle wing tip) zaoblené (rounded wing tip) Hoerner wing tip zalomené konce smrem dozadu (raked wing tips) koncové kídelní nádre (tip tanks)
Existují dva zpsoby, kterými konce kídel ovlivují proudní a síly na kídle. Za- prvé nesouhlasí tzv. efektivní rozptí kídla s tím geometrickým. Zadruhé se tvoí urité mnoství škodlivého odporu. Efektivní rozptí kídla je pojem zavedený pro poteby ae- rodynamických výpot a analýz zatíení. Efektivní rozptí kídla pedstavuje vzdálenost mezi stedy koncových vír, které se na okrajích kídel vytváejí. Tvar konce kídla má vliv na proces srolovávání víru a na polohu jeho stedu. Pokud je efektivní rozptí meno podél odtokové hrany kídla bývá asto menší, ne geometrické rozptí o hodnotu mezi 10 % a 20 % hloubky kídla. ím je však efektivní rozptí vtší, tím menší je indukovaný úhel nábhu a s tím související indukovaný odpor. Škodlivý odpor tvoený na koncích kídla závisí jednak na tvaru, ale také podobn
jako indukovaný odpor roste se zvyšujícím se vztlakovým souinitelem CL. Z grafu 5.17 lze napíklad pro tvercové zakonení nalézt závislost CDTc ≈ 0, 03C3L.
Obrázek 3.6: drooped upward/downard, více pohled lze nalézt v píloze 5.12
Dle práce [14] vychází jako nejvýhodnjší zakonení varianta drooped downward viz. obr.3.8 a 3.9. Letoun s tímto typem se však choval jako pín staticky nestabilní a náprava je moná modifikací tvaru s následným ovením výsledk. Drooped wing tips
22
Obrázek 3.7: ti úpravy kídel: rectangle, rounded, Hoerner wing tip
lze nalézt u nkterých typ jednomotorových letoun Cessna. Modifikace Hoerner wing tips je kompromisem mezi sníením indukovaného odporu a zachováním jednoduchého tvaru pro výrobu. Tento typ navrhl S.F. Hoerner a lze nalézt na letounech Piper. Detailní pohled na tvar je k dispozici v píloze 5.10 a 5.11.
Obrázek 3.8: graf závislosti souinitele odporu CD na úhlu nábhu pro rzné modifikace zakonení kídel, [14]
23
Obrázek 3.9: pírstek odporu vzhledem k referenní variant Rounded[%], [14]
Tip tanks
Obrázek 3.10: koncová kídelní nádr (Tip tank), vpravo znázornní polohy stedu víru
Nádre na koncích kídel (tip tanks) viz. obr. 3.10 se pouívají pro zvtšení doletu za pomoci vtšího mnoství paliva. Tvar a velikost nádrí má vliv na plochu a rozptí kídla. Zárove u nádrí me nastat podobný efekt jako u tzv. end plates([4] kap. 7-10). Nádre tak zpsobí sníení intenzity koncových vír a dochází k poklesu indukovaného odporu. Svým tvarem zpsobí ale i nárst škodlivého odporu, jeho vliv dle obr. 2.7 bude se vzrstající rychlostí výraznjší. Nevýhodou nádrí je vtší ohybový moment a také zvýšení doby rotace kolem podélné osy. Toto je velmi znatelné zvlášt pokud jsou nádre plné. Pi návrhu tvaru nádrí se vdy výrobci nedrí jen konzervativního pístupu. ásto se jedná o rzné kombinace. Na letounu Cessna 310 lze napíklad nalézt tzv. upswept tip tank viz. píloha 5.13 (kombinace konce drooped upward a nádre).
24
Raked
Aerodynamické vlastnosti letadla pi nízkých i vysokých rychlostech zlepšuje vtší štíh- lost kídla, ta ale zpsobí vyšší ohybový moment. Tento problém eší modifikace konce kídla „high taper wing tip extensions tzv. Raked. Raked wing tips jsou charakteristické svým tvarem a to nábnou hranou s vtším úhlem šípu ne hlavní ást kídla a také s podstatným zkosením, kdy se s rostoucí vzdáleností od koene sniuje hloubka profilu viz. obr. 3.11. Pi zvtšení rozptí výrazn klesá indukovaný odpor viz. kap. 3.1 a také práv u raked wingtip kvli specifickému tvaru nedochází k navýšení ohybového momentu, který by kídlo s vtším rozptím více zatoval viz. [19] str.11. Naproti tomu se mohou vy- skytovat i neádoucí efekty. U podzvukových letoun navrených na rychlosti 0,7 M + je na horním povrchu konce kídla tendence pro odtrení mezní vrstvy pi vysokém vztlaku tj. stoupání po startu, klesání na pistání. Odtrení mezní vrstvy zpsobí zvýšení odporu a také vznik vibrací. Testy ve firm Boeing, která pouívá tento druh nap. na letounu Boeing 787 prokázaly sníení odporu a o 5,5 %. Nevýhodou i pes úinnost mohou být problémy, které se nkterým leteckým dopravcm vyskytly pi pozemní manipulaci s le- tounem na letištních terminálech. V nkterých pípadech by tak letoun kvli své velikosti nemusel být schopný na uritých letištích pistávat.
Obrázek 3.11: Raked wing tips, další pohledy v píloze 5.14
Zhodnocení
Bné úpravy konc kídel nenabízejí píliš významnou a zásadní redukci indukovaného odporu. Pesto se vyplatí pi stavb letadel vyuít kadé moné zlepšení. Nejlepších vý- sledk ze základních zpsob dosahuje modifikace drooped, která je konstrukn sloi- tjší. Vhodnou náhradou je modifikace Hoerner wing tips, která a nedosahuje takového sníení odporu je konstrukn jednodušší. Stále astji pouívanou metodou je moderní modifikace Raked, která je spolu s winglety standartem u velkých dopravních letoun. Nevýhodou je monost výskytu jevu, kdy dochází k odtrení mezní vrstvy. Tyto pro- blémy se s rozvojem numerických simulací proudní daí ešit a tak je modifikace Raked progresivní metodou jak sníit indukovaný odpor.
25
3.4. WINGLETY
3.4. Winglety
Úpln první poátek winglet, jakoto zaízení slouící ke zmn koncových vír lze vysto- povat k roku 1897. Tohoto roku si jistý anglický inenýr Frederick W. Lanchester nechal patentovat tzv. wing end-plates. Jedná se o kolmo upevnnou desku na konec kídla ma- jící za úkol bránit vyrovnávání tlak. Pesto se za prkopníka v této oblasti povauje pracovník NASA Richard T. Whitcomb, který v 70. letech 20. století rozvinul pvodní práci F.W. Lanchestera a poloil základy v této oblasti. Testy tehdy provedené v NASA Langley Research Center na modelu DC-10 ve vtrném tunelu prokázaly sníení celko- vého odporu pi pouití winglet o 5 % (indukovaný odpor o 20 %)[13] oproti modelu bez winglet. Z tchto základ stále erpají konstruktéi pi vývoji posledních generací moderních winglet. Klasický winglet je v podstat malé kídlo umístné pod uritým úhlem nábhu vi
odklonnému proudu viz. obr. 3.12. Winglet tak vytváí urité mnoství vztlaku. Vektor vztlaku je vdy kolmý na smr proudní a tak je psobící smr šikmo dopedu. Rozkladem získáme sloku ve smru letu. Jedná se o tah, ale v tomto pípad asto oznaovaný jako negativní odpor. Pouití Winglet má i svá negativa. Pevné winglety jsou bn navreny pro cestovní
reim letu. Z tohoto dvodu winglety nedávají optimální výsledky v jiných reimech letu, jako je napíklad stoupání, vzlet nebo pistání. Winglety tvoí škodlivý odpor a jeliko tvoí vztlak, v dsledku tohoto vzniká na jejich konci vlastní indukovaný odpor. Také dochází k interferenci v pechodu mezi wingletem a kídlem. Pi malých úhlech nábhu v situaci kdy jsou koncové víry slabé, nevytváí winglet dostatek vztlaku a zpsobuje více odporu ne šetí. Pi pouití winglet dojde ke zvýšení ohybového momentu na kídle. Avšak ji Dr. Whitcomb ve svých pracích došel ke zjištní, e pouhé zvtšení rozptí by zpsobilo nárst hmotnosti 3 a 4 krát vtší, ne pi pouití winglet pro dosaení stejného sníení indukovaného odporu. Pi rozhodování o pouití winglet rozhoduje i jejich cena a také jak velké jsou monosti zmny rozmr letadla.
Obrázek 3.12: schéma ukazující psobení wingletu, pohled shora na kídlo
26
3.4.1. Pevné
Classic(Whitcomb)
Winglet typu classic, asto oznaován jako whitcombv, byl výsledkem výzkumu Dr. Whitcomba. Technická zpráva publikovaná roku 1976 [13] obsahuje testy provedené ve vtrném tunelu a také konstrukní návrhy. Pvodní provedení má na horní ploše kídla vtší winglet a na dolní ploše kídla blízko nábné hrany je umístn menší viz. obr. 3.13. Pi pouití winglet pi rychlosti 0.78 M a vzlakovém souiniteli kídla 0.44 klesl indukovaný odpor o 20 % a došlo k zlepšení o 9 % u pomru vztlaku L a odporu D. Tento typ lze nalézt na letounu McDonnell Douglas MD-11. Skutená velikost dolního wingletu oproti ideální velikosti byla omezena vzdáleností od zem. Zpsoboval také problémy pi pozemní manipulaci. Po zjištní, e pítomnost dolního wingletu nemá píliš zásadní vliv na redukci indukovaného odporu bylo od této konfigurace upuštno. Pouívala se dále jen konfigurace s horním wingletem. Variantou vycházející z modifikace classic je tzv. wingtip fence. Jedná se o symetrický winglet smující nahor i dol. Tento typ pouívá na svých letounech Airbus.
Obrázek 3.13: classic(Whitcomb) winglet a z tohoto typu odvozen tzv. Wingtip fence(Airbus A319)
Blended
Za vývojem blended winglets stojí Dr. Luis B. Gratzer a firma Aviation Partners. Dr. Luis Gratzer byl vedoucím úseku aerodynamiky ve firm Boeing pes 30 let. V roce 1994 si nechal patentovat blended winglet. Blended winglet má velmi hladký pechod kvli kterému dochází k menším interferencím mezi wingletem a kídlem viz. obr. 3.14. Ji první testování na velkém dopravním letounu Boeing 737-800 pedilo oekávání, kdy pokles indukovaného odporu dosáhl sedmi procent namísto oekávaných pti procent. U zakázky pro Air New Zealand se Aviation Partners zaruili v dosaení minimálního zlep- šení úspory paliva o 3.8 %. V Air NZ oekávali 4.5 %. Ve skutenosti dosáhli hodnoty 5.3
27
3.4. WINGLETY
%. Aviation Partners spolupracují s firmou Boeing a v dnešní dob kolem 85 % nových B 737 má nainstalovány tyto winglety. Cena tchto winglet je kolem $725,000USD a letounu pidají na váze o 170-235 kg. I pi pouití tohoto typu jsou zapotebí konstrukní úpravy kídla. Výhodou tohoto typu winglet je krom vyšší úinnosti, která je a o 60 % vyšší ne u klasického wingletu, také velmi atraktivní vzhled. Letoun vybavený blended winglety vypadá velice modern a zaujme pasaéry. V roce 2009 Airbus zaal spolupra- covat s firmou Sharklet na vývoji podobného typu winglet pro svj letoun A320 poté co se nezdaila pedchozí spolupráce s Aviation Partners.
Obrázek 3.14: blended winglet
Wingtip sails
John Spillman v roce 1980 podal ádost o patent na zpsob jak je moné redukovat indukovaný odpor pomocí tzv. tip sails viz. obr. 3.15. Wing tip sail jsou malé plošky na konci kídla vytváející vztlak. Jsou umístné vhodn tak, aby byl získán negativní odpor(tah). Inspirací byla kídla pták s podobným uspoádáním per. Aby nedocházelo k interferencím mezi jednotlivými perutmi, tak má kadá peru jiný vhodn zvolený úhel vzeptí. Napíklad pi pouití tí perutí jsou úhly vzeptí +15, 0, -15. Pi testech ve vtrném tunelu bylo pozorováno dosaení nejlepších výsledk pokud rozptí kidélek bylo 24 % a hloubka kidélek u koene 16 % hloubky profilu konce kídla.[20] Pi pouití jedné perut bylo pozorováno sníení indukovaného odporu o 12 %. U tí dosáhlo sníení 28 % [1]. V píloze 5.16 je závislost souinitele vztlaku na souiniteli odporu pro rzné poty perutí (tip sails). Pi pouití tip sails také dochází ke zvýšení podélné stability letounu. Znanou nevýhodou je vyšší odpor letounu na nízkých koeficientech vztlaku pi pouití tip sails, ne bez nich. Zde má vliv škodlivý odpor. Pesnji jeho ást tzv. skin friction drag. Toto se nejvíce projevovalo pi nízkých koeficientech vztlaku. Výhodné tak me být pouití u letoun, které asto startují a pistávají. Jako vhodný typ pro uplatnní by mohl být letoun pro výsadky sportovních parašutist. Tento zpsob je pouit napíklad na ínském letounu Y5-B (An-2). Detail na konstrukní provedení tip sails u letounu AN-2 lze nalézt v píloze 5.15.
28
3. KONSTRUKNÍ ÚPRAVYKÍDLA SLOUÍCÍ KMINIMALIZACI INDUKOVANÉHOODPORU
Obrázek 3.15: ínský letoun Y5-B (An-2) s tip sail na koncích kídla
Spiroid tips
Za vývojem spiroid tips stojí firma Aviation Partners, Inc. dále jen API. Dr. L. Gratzer podal ádost o patent v roce 1991. Konec kídla opatený spiroid tips zahrnuje vztlako- vou plochu a uzavený systém, který napomáhá k zeslabení koncových vír. Spiroid tips významn prodlouí odtokovou hranu na konci kídla. Nedochází tak ke koncetraci místa vzniku víru v oblasti konce kídla, ale k jeho rovnomrnjšímu rozloení viz. obr. 3.17. Intenzita srolovávání vír je tak znan sníena a nedochází k pílišné disipaci energie. S tím souvisí pokles indukovaného odporu. Moná je také varianta, kdy na kadém konci kídla je více vnoených spirál viz. obr. 3.16. Dle údaj uvolnné API má sníení induko- vaného odporu dosahovat a 10 %. Spiroid tips vyadují nároné optimalizace pi návrhu tak, aby se pedcházelo sníení úinnosti v rzných reimech letu. Také mohou zapíinit chvní. Tato velice moderní modifikace s velkým potenciálem byla zatím provozována jen na menších letounech a ji probíhá vývoj pro pouití na velkých dopravních letounech.
Obrázek 3.16: letoun Falcon 900 s instalovanými Spiroid tips
29
3.4. WINGLETY
Obrázek 3.17: vírová stopa u a) klasického kídla b) spiroid tips [21][10]
Tip turbine
ástené navrácení maené energie ve vírech tvoených na konci kídla je principem tzv. tip turbine navrené a patentované Jamesem Pattersonem v roce 1988. Tvarované lopatky napojené na hídel jsou roztáeny. Výkon je penášen na elektrický generátor, který je umístný v kídle viz. obr. 3.18. Takto získanou elektrickou energii me letoun dále vyuít. Interakce mezi lopatkami a koncovým vírem má za následek jeho zeslabení. Pokud není zapotebí výroba elektrické energie, lze rotor zastavit. Pak má tip turbine podobný efekt jako wingtip fence 3.4.1 a pouze sniuje indukovaný odpor. Koncem 80-tých let byly provedeny testy. Závrem bylo nedoporuení pro pouití v komerní sfée pro pílišnou sloitost a váhu systému.
Obrázek 3.18: tip turbine
Wing grids
Švýcarský inenýr Ulrich La Roche stojí za vznikem modifikace „parallel blades wingtip tzv. winggrid. Dr. La Roche v roce 1992 došel pi testech ke zjištní, e kídlo opatené modifikací winggrid potebuje jen 64 % rozptí oproti pvodnímu kídlu pro zachování stejného vztlaku a odporu. Tzn. pi zachování stejného rozptí se systémem winggrid by byl vztlak 2,5 krát vyšší, ne u kídla bez winggrids. Wing grid je sloen z nkolika malých kídel, která musí být umístna od sebe v urité
vzdálenosti, mezi sebou rovnobná a s uritým úhlem nábhu oproti kídlu. Úinnost je zaloena na silné interferenci mezi jednotlivými malými kídly. Samostatn nebo pi nedodrení pedchozích podmínek nezpsobí nárust vztlaku. Malá rovnobná kídla mají vliv na sníení indukovaného odporu tím, e zpsobují vír s vtším stedem a s menší kinetickou energií. V porovnání s klasickými winglety je indukovaný odpor a o 60 % niší. V roce 1997 byl tento zpsob otestován na vtroni Prometheus. Pvodn s rozptím
23 metr a klouzavostí 35. Po nainstalování winggrids ml vtro rozptí pouze 12 metr a klouzavost 25 viz. obr. 3.19. Z letových test bylo zjištno, e nedochází pi pouití winggrids k výrazným zmnám v letových vlastnostech. Winggrid pozitivn také ovlivuje pádové vlastnosti letounu a sniuje projevy pízemního efektu. Zvýší se ale profilový odpor, tení a pi špatném konstrukním návrhu, malá kídla a rám wingletu mezi sebou zpsobí velké ztráty tzv. interference drag. Jednou ze zajímavých vlastností winggrids je monost zmenšit rozptí letounu o 50 %. Zvlášt u velkých dopravních letoun by to mohlo být velmi výhodné.
Obrázek 3.19: wing grid
3.4.3. Winglety se stavitelnou geometrií
Winglety jsou bn navreny k maximální redukci odporu a ke zlepšení pomru vztlaku L a odporu D pro cestovní reim letu. Z tohoto dvodu winglety nedávají optimální výsledky v jiných reimech letu, jako je napíklad stoupání, vzlet nebo pistání. Pi pouití winglet tak nelze získat maximální monou úinnost. Toto lze ešit pístupem kdy se bude jednat o winglety s monou zmnou geometrie bhem letu. Zmnou geometrie a polohy wingletu lze také ovlivnit ohybový moment zatující kídlo. Firma Boeing vyvíjí winglet s mnitelnou geometrií spoívající v pouití pamové
slitiny SMA (smart memory alloy).[24] Geometrie wingletu bude mnitelná pro rzné
31
3.4. WINGLETY
letové reimy pomocí pivedeného tepla viz. obr. 3.20. Patent na tento systém byl firmou Boeing podán roku 2007. Pozadu ve vývoji nezstává ani firma Airbus, kde se pracuje na morphing winglet tzv. Morphlet zaloený nejspíše také na pouití slitiny SMA.[23] Jedním z dalších moných zpsob me být systém retractable multiple winglet viz.
obr. 3.21. Princip funkce je zaloen na wingtip sails 3.4.2, které ale nejsou úinné pi nízkých koeficientech vztlaku kvli škodlivému odporu. Z tohoto dvodu je monost jejich vysunutí zmenšit i pípadn je úpln zasunout a tak tento problém eliminovat.
Obrázek 3.20: moné zpsoby zmny geometrie wingletu(Boeing)
Obrázek 3.21: pohled shora, winglety a)úpln zataeny pro velmi vysoké rychlosti letu b)ásten vysunuty pro stední rychlosti letu c) úpln vysunuty pro nízké rychlosti letu
32
Zhodnocení
Pouití winglet pro sníení indukovaného odporu je v poslední dob stále rozšíenjším zpsobem. Od pvodního návrhu wingletu typu Whitcomb došlo k mnoha vylepšením. Winglety se tak stávají stále úinnjšími. Prosazuje se moderní modifikace blended, pra- cuje se na typu spiroid a v brzké budoucnosti se poítá s nasazením winglet na bázi slitin SMA s mnitelnou geometrií. Od tchto winglet se oekává vyšší úinnost a vý- hody plynoucí z moné zmny geometrie jako je zvtšení plochy kídla pi pistání i sloení a zmenšení rozptí pi manipulaci letounu na letištních branách. Jako zajímavá se jeví modifikace winggrid u které je moné dosáhnout a o 50 % menšího rozptí letounu.
Porovnání konstrukních úprav kídla slouících k minimalizaci indukovaného odporu
typ modifikace sníení odporu zatíení kídla konstrukní sloitost modifikace pouívána v praxi
štíhlost kídla * +++ + ano kroucení kídla a 15 % + ++ ano Twisteron a 20 % + +++ ne
prmrné 5-10 % drooped wingtip niší vliv + ++ ano Hoerner wingtip niší vliv + + ano tip tank niší vliv +++ ++ ano raked wingtip prmrné 5,5 % + ++ ano Whitcomb winglet a 20% ++ ++ ano
prmrné 3.5 % blended winglet prmrné 7% ++ +++ ano wingtip sail u tí perutí + ++ ano
28% spiroid tips prmrné 10 % ++ +++ ano(**) tip turbine prmrné 4 % ++ +++ ne(***) winggrid prmrné 5,5 % + +++ ne(****) SMA winglet (Boeing) ***** / / ne(vývoj) Morphlet ***** / / ne(vývoj) retractable multiple winglet / / / ne *zvtšení rozptí na dvojnásobek má za následek pokles ind. odporu na 1/4 ** zatím provozováno na nkolika menších dopravních letounech Dassault Falcon 900 *** otestováno v NASA na letounu Piper PA28RT **** otestováno na vtroni Prometheus ve Švýcarsku ***** oekáváno vtší ne 10 % + nízký vliv ++ stední vliv +++ vysoký vliv
33
4. Závr Indukovaný odpor tvoí bhem letu nezanedbatelnou ást celkového odporu. Kadé jeho sníení má
za následek pokles spoteby paliva a tím sníení náklad na provoz. Na zaátku své práce jsem se pokusil o podrobnjší úvod do tvorby indukovaného odporu. Popsat
vliv pechodu z uvaovaní o kídle nekoneného rozptí na úvahu o reálném kídle konené délky. Pokusil jsem se shrnout vlivy na velikost odporu, které se bhem letu mohou vyskytovat. Jedná se o zmny v rychlosti letu, let v oblasti psobení pízemního efektu nebo let ve formaci. Ve druhé ásti této práce jsem se zamil na vypracování pehledu základních moných konstrukních
úprav slouících ke sníení indukovaného odporu. Jako úinným zpsobem konvenních modifikací se jeví zvtšení štíhlosti kídla. Co má velmi vysoký vliv na indukovaný odpor. Bohuel nevýhody vtšího ohybového momentu nedovolují dosáhnout optimální štíhlosti bez vtších pevnostních úprav. Tyto úpravy vedou ke zvýšení hmotnosti konstrukce kídla. Odpovdí ešící tuto velkou nevýhodu je tzv. Raked wing tip. Svým specifickým tvarem nezpsobuje zvýšené zatíení kídla. U kroucení kídel byl v poslední dob uinn pokrok tzv. Twisteron systémem, který byl ji úspšn
otestován na modelu a prošel patentovým ízením. V oblasti winglet se v posledních dvaceti letech zaíná projevovat rozvoj v monostech numerických
výpot a simulací proudní. Za jejich prkopníka je povaován Dr. Richard. T. Whitcomb, který v 70. letech 20. století poloil základy v této oblasti. Na úkor pvodních winglet se zaíná prosazovat efektivnjší splývavý blended winglet a ve vývoji pro nasazení na dopravní letouny tzv. spiroid winglet. Nasazení winglet me mít také pozitivní vliv na sníení hladiny hluku o 6.5 %. Dále je uvádno
sníení výkonu pi stoupání piblin o 3 %. Tyto 3 % mají za následek delší ivotnost motor a úspory na servisní údrb. Daí se sníit produkci škodlivých spalin o 5 %.[22] Nevýhodou konvenních winglet je jejich efektivita jen v jednom daném reimu letu pro který jsou navreny. Ve stádiu vývoje se ji nachází i další generace, která tento stav zlepší. V blízké budoucnosti se bude jednat o pokroilé winglety s promnlivou geometrií bhem letu zaloené na slitinách SMA. Oekává se tak další zvyšování efektivity u winglet.
34
LITERATURA
Literatura [1] AL-ATABI, M.: AERODYNAMICS OF WING TIP SAILS Journal of Engineering Science and Technology, Vol.1, 2006, p.89-98. . . . .
[2] BRO, V.: Aerodynamika nízkých rychlostí. Praha: Vydavatelství VUT, 1995. ISBN 80-01-02347-8
[3] GASSEBNER, J.:Winggrid Aerodynamics boost performance [online], [cit 15/04/10]. Dostupné z: http://www.flug-revue.rotor.com/FRHEFT/FRH9907/FR9907h.htm . . . .
[4] HOERNER, S.F.: Fluid-dynamic drag. USA: Hoerner fluid dynamics, 1965. 455 p. ISBN 999-11- 9444-4.
[5] HOERNER, S.F.:Aerodynamic shape of the wing tips, US air force technical report 5752, 25, 1949, p.9-25.. . . .
[6] KLÍMA, R.: Letecká doprava ve svt [online], c2004, [cit 04/02/10]. Dostupné z: http://www.rlp.cz/generate page.php?page id=883 . . . .
[7] LA ROCHE, U.: A Fanned Winglet Wingtip with parallel blades, Fluid Dy- namics and Design [online], [cit 15/04/10]. Dostupné z: http://www.kat- net.net/publications/data/39 20040127 fluid dynamics and design of winggrids1.pdf
[8] McLEAN, D.: Wingtip Devices:What They Do and How They Do It [online], c2005, [cit 14/04/10]. Dostupné z: http://www.smartcockpit.com/data/pdfs/flightops/aerodynamics/Wingtip Devices.pdf
[9] PHILLIPS, W.: New Twist [online], c2005, [cit 18/03/10]. Dostupné z: http://www.aiaa.org/aerospace/images/articleimages/pdf/phillipsjanuary05.pdf
[10] RENEAUX, J.: Overview on drag reduction technologies for civil transport aircraft [on- line], c2004, [cit 04/02/10]. Dostupné z: http://www.onera.fr/daap/reduction-trainee-civil/drag- reduction-technologies-for-civil-transport-aircraft-reneaux.pdf . . . .
[11] ROGERS, D.F.: Tip tank flight tests [online], c2003, [cit 2/04/10]. Dostupné z: http://www.nar- associates.com/technicalflying/tiptanks/tiptanks wide screen.pdf . . . .
[12] SMITH, H.C.: The illustrated guide to aerodynamics. USA: McGraw-Hill, 1992. 327 p. ISBN 0-8306- 3902-0.
[13] WHITCOMB, R.T.:A Design Approach and Selected Wind-Tunnel Results at High Subsonic Speeds for Wing-Tip Mounted Winglets NASA-TN-D-8260, 33, 1976. . . .
[14] ZDOBINSKÝ, Š.: ešení proudového pole kídla se zamením na indukované jevy TRANSFER .10, 79, 2009, p.5-13. Dostupné z: http://www.vzlu.cz/download.php?file=339 . . . .
[15] Winglet designed with comp. sim. cuts Airliner’s fuel consumption [online], c2002, [cit 04/02/10]. Dostupné z: http://www.fluent.com/solutions/articles/ja133.pdf . . . .
[16] Letecká doprava - Budoucnost odvtví [online], [cit 04/02/10]. Dostupné z: http://www.budoucnostprofesi.cz/cs/vyvoj-v-odvetvich/31letecka-doprava-minulost.html . . . .
[17] Understanding winglets technology [online], [cit 13/04/10]. Do- stupné z: http://www.smartcockpit.com/data/pdfs/flightops/aerodynamics /Understanding Winglets Technology.pdf . . . .
[18] NASA Dryden Technology Facts - Winglets [online], [cit 14/04/10]. Dostupné z: http://www.nasa.gov/centers/dryden/about/Organizations/Technology/Facts/TF-2004-15- DFRC.html . . . .
[19] Blunt-leading-edge raked wingtips US patent 6,089,502 [online], [cit 04/04/10]. Dostupné z: http://www.freepatentsonline.com/6089502.html . . . .
[20] Fluid stream deflecting members for aircraft bodies US patent 4,272,043 [online], [cit 15/04/10]. Dostupné z: http://www.freepatentsonline.com/4172574.html . . . .
35
LITERATURA
[21] Spiroid-tipped wing US patent 5,102,068 [online], [cit 15/04/10]. Dostupné z: http://www.freepatentsonline.com/5102068.pdf . . . .
[22] Advanced Blended Winglets [online], [cit 14/04/10]. Dostupné z: http://www.b737.org.uk/winglets.htm . . . .
[23] Morphing Winglets for Aircraft Improvement [online], [cit 15/04/10]. Dostupné z: http://www.aer.bris.ac.uk/contact/academic/friswell/PDFF iles/C240.pdf . . . .
[24] Controllable winglets US patent 2008/0308683A1 [online], [cit 15/04/10]. Dostupné z: http://www.freepatentsonline.com/20080308683.pdf . . . .
[25] Wingtip turbines promise to reduce drag [online], [cit 18/04/10]. Dostupné z: http://www.allbusiness.com/professional-scientific/scientific-research-development/314114-1.html . . . .
[26] Wingtip wortex turbine US patent 4,917,332 [online], [cit 15/04/10]. Dostupné z: http://www.freepatentsonline.com/4917332.pdf . . . .
[27] Ekranoplány [online], [cit 12/02/10]. Dostupné z: http://www.valka.cz/clanek 12210.html . . . .
[28] E-magazín Akademie letectví [online], Roník 2009/3 [cit 12/02/10]. Dostupné z: http://www.airspace.cz/akademie/rocnik/2009/03/polara.php . . . .
[29] www opory LÚ VUT [online], [cit 12/02/10]. Dostupné z: http://lu.fme.vutbr.cz/ucebnice/opory/aerodynamics.php . . . .
36
LITERATURA
Seznam pouitých zkratek a symbol
α, α∞ - úhel nábhu αi - indukovaný úhel nábhu αef - efektivní úhel nábhu vef - skutená rychlost nabíhajícího proudu na kídlo v∞ - pvodní rychlost nabíhajícího proudu na kídlo CDi - souinitel indukovaného odporu Di - indukovaný odpor q - dynamický tlak S - plocha k - konstanta vlivu pdorysného tvaru kídla λ - štíhlost kídla CL - souinitel vztlaku L - vztlak b - rozptí kídla Fg - tíha ρ - hustota Λ - úhel šípu Γ - úhel vzeptí CDTc - souinitel škodlivého odporu konce kídla e - Oswaldv koeficient M - Machovo íslo
37
5. Pílohy
Obrázek 5.1: Ekranoplán Lun vyvíjen v 70. letech v Sovtském svazu vyuívající pízem- ního efektu
Obrázek 5.2: Ekranoplán Lun v dnešní dob
36
Obrázek 5.4: rozloení souinitele vztlaku po délce kídla pímého tvaru
37
38
39
Obrázek 5.9: testovací prototyp se systémem twisteron, dálkov ízený, rozptí 3m, maxi- mální rychlost letu 160 km/h
40
Obrázek 5.10: Hoerner wingtip na letounu Piper PA-32 od výrobce Knots2you. Udávané parametry: zvýšení cestovní rychlosti o 2-3 mph, zlepšené stoupání o 40-70 ft/min, zvýšená stabilita, sníení pádové rychlosti o 2-3 mph. Cena 1745$
Obrázek 5.11: Hoerner wingtip na letounu Grumman American AA-1
41
42
Obrázek 5.13: letoun Cessna 310, kde jsou pouity tzv. upswept tip tank (kombinace konce drooped upward a nádre)
43
Obrázek 5.14: letoun Boeing P-8A Poseidon s raked wingtips a montá na kídlo
44
Obrázek 5.15: detail na konstrukní provedení tip sails u letounu AN-2
45
Obrázek 5.16: závislost souinitele vztlaku na souiniteli odporu pro rzné poty perutí (tip sails)[20] 46
Obrázek 5.17: graf závislosti souinitele vztlaku a škodlivého odporu pro rzné tvary konc kídel [5]
47
zadani2.pdf
zadani_Page_1
zadani_Page_2