Aerodinamički i konstruktivni problemi aviona kategorije 2-3 maha

Ako bacimo pogled na avione »Super Sabre F-100«, »Super Mystere B-2«, »Hawker Hunter«, »SAAB Lansen«, »Mig 17«, »Gnat MK-1« itd., videćemo da svi imaju strelasta krila sa uglom strele od 38 do 45° i strelaste repne površine sa gotovo istim uglom strele kao i kod krila.

Potpuno je obrnuta slika kod aviona koji postižu brzinu oko 2 Maha. Posmatranjem aerodinamičke koncepcije aviona »F-104 Starfighter«, »SAAB J-35 Draken«, »Mirage III C«, »P-1 Lightning«, »Suhoi« i »Mig-21« možemo se odmah uveriti da su aerodinamičke koncepcije tih aviona veoma različite. Kod spomenutih aviona upotrebljeno je pravo krilo male vitkosti i vrlo male relativne debljine, delta krilo, dvostruko delta krilo, kompromisni oblik između strelastog i delta krila, na primer, kod aviona »P-1 Lightning« i konačno kombinacija delta krila sa strelastim repom. Jednom reči, optimalna aerodinamička koncepcija za avione sa brzinama oko 2 Maha još uopšte nije ustaljena. Do sada upotrebljeni oblici najviše zavise od istraživanja na koja su se svojevremeno projektanti opredelili a koja su tek nedavno realizovana.

Neustaljenost aerodinamičke koncepcije takođe se odnosi i na avione sa brzinama oko 3 Maha. Iskustvo u letenju sa nadzvučnim brzinama još uvek je nedovoljno. Naime, avioni maksimalne brzine oko 2 Maha relativno mali deo vremena u letu provode sa nadzvučnim brzinama. Prema nekim američkim podacima, do polovine 1960. godine izvršeno je svega oko 500 časova letenja sa brzinom oko 2 Maha. To svakako ne predstavlja dovoljno iskustvo da bi se mogli izvući zaključci za određivanje najpovoljnijeg aerodinamičkog oblika aviona bržih od 2 Maha.

Za avione kategorije 3 Maha postoje dva interesantna projekta. U prvi možemo ubrojiti »Bristol T-188« sa relativno konvencionalnom aerodinamičkom koncepcijom, kao što se vidi iz slike 1. Taj avion je namenjen za aerodinamička istraživanja u letu sa brzinama većim od 2 Maha. Dva mlazna motora de Havilland Gyron Junior sa uređajem za naknadno sagorevanje služe kao pogonska grupa. Krilo ima modificirani bikonveksni aeroprofil maksimalne relativne debljine oko 4%. Motori su smešteni u velikim gondolama na krilu i imaju uobičajeni nadzvučni uvodnik sa pokretnim konusom.

Mnogo interesantniju aerodinamičku koncepciju predstavlja projekat strategijskog bombardera »B-70 Valkyrie« koji je ujedno i potencijalni nadzvučni putnički avion. Do ostvarenja projekta nije došlo zbog promene u gledištima vojnih krugova u SAD u korist davanja finansijskih sredstava za projektile, a ne zbog neuspelosti projekta. U ovom slučaju upotrebljeno je delta krilo sa velikim uglom strele napadne ivice i horizontalnim repom smeštenim ispred krila po sistemu »patka«. Delta krilo ima elevone za komandovanje po nagibu i dubini. Horizontalni rep ima zakrilca, što omogućava da se i elevoni na krilu mogu otkloniti za određeni ugao i delovati kao zakrilca. Velika površina krila i dvostruki sistem zakrilaca treba da omogući relativno male vrednosti minimalne brzine.

Slika 1 - Aerodinamički oblici dva dosadašnja projekta aviona kategorije 3 Maha (razmere nisu iste)

Na projektu »B-70« veoma su karakteristični uvodnici za mlazne motore koji su smešteni ispod krila tako da omogućavaju povoljnu interakciju udarnih talasa uvodnika i krila. Na taj način stvara se natpritisak na donjoj strani krila zbog udarnih talasa na ulazu u uvodnik, što u stvari povećava uzgon krila. Popularnim jezikom taj prirast uzgona zove se »kompresioni uzgon« jer potiče od udarnih talasa uvodnika koji su u suštini kompresioni talasi. Pored povećanja uzgona, taj aerodinamički efekat povećava i finesu celog aviona. U stvari taj efekat možemo uporediti sa penjanjem brzog čamca na stepen koji mu omogućava dalje povećanje brzine.

Aerodinamička koncepcija »B-70« može se smatrati kao karakteristična za avione kategorije 3 Maha. Gde god je u pitanju avion većih dimenzija, delta krilo sa napred smeštenim horizontalnim repom biće dominantno. Ako strategijski bombarder kategorije 3 Maha dođe u pitanje zbog vojnih razloga, putnički avion kategorije 3 Maha u svakom slučaju predstavlja budućnost vazdušnog transporta za veće udaljenosti.

Avion koji je idealno projektovan za brzinu od 3 Maha, normalno ima poteškoća na malim brzinama, tj. pri poletanju i sletanju. U stvari velik deo napora pri projektovanju aviona biće utrošen baš na poboljšanje karakteristika na malim brzinama.

Slika 2 - Aerodinamičke koncepcije budućih putničkih aviona

Na slici 2 prikazano je nekoliko aerodinamičkih koncepcija putničkih aviona kategorije 3 Maha. Da bi se poboljšale osobine aviona na malim brzinama i osobine poletanja i sletanja, kod nekih koncepcija upotrebljena je promenljiva geometrija krila.

Dolet

Problem doleta kod nadzvučnih aviona je od posebnog značaja. Savremeni nadzvučni avioni kategorije od 2 Maha imaju najveći dolet, negde na oko 0,9 do 0,95 Maha. Dolet sa nadzvučnim brzinama kod tih aviona je vrlo mali u poređenju sa doletom na visokim podzvučnim brzinama. Zbog toga savremeni nadzvučni avioni te kategorije provedu oko 90% od ukupnog vremena u letu na podzvučnim brzinama. Kod aviona kategorije 3 Maha situacija je drugačija. Tu se može postići potpuno efikasan dolet sa nadzvučnim brzinama negde iznad 2,5 Maha. Analize pokazuju da će se moći izgraditi putnički avion koji će imati brzinu krstarenja blizu 3 Maha sa skoro istom ekonomijom kao i kod savremenih podzvučnih aviona sa mlaznim motorima. U svakom slučaju pri projektovanju takvog aviona velika pažnja će se posvetiti najpovoljnijem aerodinamičkom obliku za Mahov broj krstarenja sa kojima će on leteti 90% od ukupnog vremena letenja.

Kao što je poznato, maksimalni dolet aviona zavisi od ukupnog koeficijenta korisnosti pogonske grupe η_u, aerodinamičke finese, tj. od odnosa (R_z/R_x)_max i toplotne vrednosti goriva H. Najveći dolet možemo izraziti jednačinom:

Povećanje svakog od navedenih faktora direktno utiče na povećanje doleta. Analiziraćemo svaki pojedinačno. Povećanje toplotne moći goriva za avionske motore je predmet intenzivnih studija u poslednjoj deceniji. Mnogi projekti su bazirani na visokoenergetskim gorivima koja se popularno nazivaju hemijska goriva i predstavljaju koloidnu mešavinu klasičnog goriva i metala. Pogonska grupa projekta »B-70« bila je u početku bazirana na upotrebi takvog goriva. Ti projekti su uglavnom odbačeni zbog komplikovanosti koje ta goriva sobom donose. Ostaje da će i avioni kategorije od 3 Maha upotrebljavati goriva koja su vrlo slična savremenom gorivu, kao što je npr., JP-4.

Odnos (R_z/R_x)_max dostiže i vrednost od 20 kod dobro doteranih podzvučnih aviona velike vitkosti i može se održati na toj vrednosti do oko M=0,8. Povećanjem Mahovog broja na M=1,5 taj odnos pada na oko 6 i blago opada sa daljim porastom Mahovog broja.

Ukupni koeficijent korisnosti pogonske grupe sastoji se od termičkog, mehaničkog i propulzivnog koeficijenta korisnosti. Kod turbomlaznog motora ukupni koeficijent korisnosti sa porastom Mahovog broja raste do oko M 2. Dobro projektovani nadzvučni uvodnici mogu taj porast održati i do brzina od 3 Maha. Kod nabojnomlaznog motora ukupni koeficijenat korisnosti raste približno do Mahovog broja 4. Pošto je porast ukupnog koeficijenta korisnosti brži od pada odnosa (R_z/R_x)_max, to se sa povećanjem Mahovog broja dobija porast u doletu. Na slici 3 prikazan je maksimalni dolet u zavisnosti od Mahovog broja. Pri tome se podrazumeva uvek ista količina goriva i težina aviona, samo što konfiguracija aviona odgovara izabranom Mahovom broju.

Slika 3 - Maksimalni dolet u zavisnosti od Mahovog broja

Kod brzine oko 3 Maha dobija se slična vrednost za dolet kao i kod podzvučnih aviona. Ta činjenica opravdava izgradnju nadzvučnog putničkog aviona sa brzinom krstarenja oko 3 Maha. Iz slike 3 takođe se može zapaziti da se nikakav efektivni dolet ni kod najbolje izabrane konfiguracije aviona ne može postići u području brzina od M=1 do M=2.

Kako je već spomenuto, izvesno povećanje doleta dobija se tzv. »kompresionim uzgonom« na račun povećanja (R_z/R_x)_max. Kod podzvučnih aviona veliki dolet se postiže na račun smanjenja indukovanog otpora, što se postiže povećanjem vitkosti krila. Kod nadzvučnog aviona povećanje vitkosti krila praktično nema bitnog značaja za povećanje odnosa (R_z/R_x)_max. Pošto se poremećaji sa krajeva krila prenose samo unutar konusa Maha koji ide iz vrha krila, to se i kod krila vrlo male vitkosti može izbeći uticaj krajeva ako se oni odseku po izvodnici Mahovog konusa. Zbog toga u konfiguracijama nadzvučnih aviona kategorije 3 Maha srešćemo vrlo male vitkosti krila. Ta okolnost je povoljna sa stanovišta aeroelastičnosti, jer negativne aeroelastične pojave onemogućavaju primenu velike vitkosti.

Stabilnost i upravljivost

Kao što je normalno, analiziraćemo prvo uzdužnu statičku i dinamičku stabilnost, a zatim poprečno-smernu statičku i dinamičku stabilnost.

Promene u uzdužnoj stabilnosti i upravljivosti kod nadzvučnih aviona dolaze zbog velikog pomeranja aerodinamičkog centra (a. c.) pri prelazu iz podzvučnih u nadzvučne brzine leta. Kod podzvučnih brzina aerodinamički centar se nalazi približno na prvoj četvrtini tetive krila i tu ostaje sve do okozvučnih brzina. Tu nastaje izvesno kolebanje u pomeranju a. c. koje ne mora da bude isto za sve vrste aeroprofila, a zavisi od mesta gde se formiraju udarni talasi. Kada je jednom uspostavljen čisto nadzvučni režim brzina, a. c. se pomeri na 50% tetive i tu ostaje uz vrlo male promene sa daljim povećanjem Mahovog broja.

Dosadašnje razmatranje odnosilo se na aeroprofil, pa se može skoro direktno primeniti i na nestrelasto krilo. Pomeranje a. c. zavisi i od oblika krila. Najmanje promene u položaju a. c. pri prelazu iz podzvučnih u nadzvučne brzine leta su kod delta krila. Tu se a. c. nalazi na 35-40% srednje aerodinamičke tetive, mereno od napadne ivice, a kod nadzvučnih brzina pomera se na 50%.

Veličina uzdužne statičke stabilnosti meri se direktnom udaljenošću od težišta do neutralne tačke aviona. Da bi avion bio statički stabilan, težište mora biti ispred neutralne tačke aviona. Položaj neutralne tačke aviona sa Mahovim brojem menja se približno na isti način kao i položaj aerodinamičkog centra. Na taj način dolazi do vrlo velikog porasta stabilnosti kod nadzvučnih brzina. Efikasnost krmila visine dC_m/dδ_k predstavlja promenu koeficijenta momenta za jedinični otklon krmila visine. Porastom Mahovog broja efikasnost krmila visine prvo malo poraste kod okozvučnih brzina a zatim stalno opada u nadzvučnom području, kao što se vidi na slici 4.

Slika 4 - Tipična promena efikasnosti krmila visine sa Mahovim brojem

Promena uzdužne statičke stabilnosti sa Mahovim brojem data je na slici 5. Porast stabilnosti kod nadzvučnih brzina izražen je povećanjem gradijenta krive C_m=f (C_z). Debelom linijom prikazana je kriva C_m=f (C_z) za nadzvučno područje brzina, dok tanka linija označava krive stabilnosti za podzvučne brzine.

Slika 5 - Uticaj Mahovog broja na uzdužnu statičku stabilnost i uravnoteženje

U oba slučaja prikazana je promena uravnoteženja aviona za puni otklon krmila visine na sebe, tj. δ_k=-20°. Kao što se vidi, u nadzvučnom području brzina zbog velikog povećanja uzdužne stabilnosti i istovremenog pada efikasnosti krmila visine potrebni su veliki otkloni krmila visine za relativno male promene uravnoteženja. Odatle izlazi da je za nadzvučne avione neophodan ceo pokretan horizontalni rep. Kod aviona sa delta krilom promena uravnoteženja postiže se ili otklonom elevona ili malim površinicama na izlaznoj ivici uz trup. Elevoni služe istovremeno kao krilca i krmilo visine. Premda je pomeranje a. c. kod delta krila relativno malo usled toga što je i krak komandnih površina malen, potrebne su relativno velike komandne površine za uravnoteženje. Njihov otpor je kompenziran odsustvom horizontalnog repa. Ne može se unapred reći šta je najpovoljnije u ukupnom bilansu smanjenja otpora, da li čisto delta krilo ili delta krilo sa horizontalnim repom. Izgleda da je kod Mahovih brojeva oko 3 povoljnija kombinacija delta krila sa horizontalnim repom koji je normalno smešten ispred krila.

Uzdužna dinamička stabilnost karakteristična je po dva oblika kretanja koji se javljaju kao »odgovor« aviona nakon poremećaja iz ravnotežnog položaja. Prvi oblik predstavljaju oscilacije s dugim periodom od oko 50-60 sek i slabim prigušenjem. Pošto za čovečje reagovanje oscilacije sa tako dugim periodom ne čine nikakve poteškoće, to se one ne smatraju kao prepreka pravilnoj tehnici pilotiranja bez obzira na brzinu leta. Drugi oblik predstavljaju oscilacije s kratkim periodom od oko 1 do 1,5 sek. Ukoliko te oscilacije nisu jako prigušene, one predstavljaju vrlo tešku smetnju pravilnoj tehnici pilotiranja. Periodi i prigušenje kratkoperiodnih oscilacija osetno se menjaju s Mahovim brojem i sa visinom leta. Povećanje visine ogleda se u povećanju perioda i smanjenju prigušenja. Povećanjem brzine smanjuje se period a povećava se prigušenje. Prigušenje oscilacija normalno se meri vremenom koje je potrebno da se amplituda oscilacija smanji na polovinu početne vrednosti i označavamo ga t_1/2. Period oscilacija označavamo sa T. Kao karakteričtična veličina za analizu tih oscilacija javlja se odnos t_1/2/T. Da bi avion bio potpuno zadovoljavajući, potrebno je da odnos t_1/2/T bude blizak jedinici. Za brzo određivanje tog odnosa možemo se poslužiti aproksimativnim obrascem.

U gornjem obrascu dC_m/dC_z je veličina statičke stabilnosti sa održanom komandom, δ je relativna gustina i dC_z/dα, da je gradijent krive uzgona aviona. Parametar K je konstanta za svaki avion a zavisi od momenta inercije, specifičnog opterećenja krila i odnosa između koeficijenta aerodinamičkog prigušenja u propinjanju i gradijenta krive uzgona aviona. Parametar K se praktički ne menja sa Mahovim brojem. Radi ilustracije, izvršićemo upoređenje odnosa t_1/2/T za jedan podzvučni lovac i lovac kategorije 2 Maha za čije parametre ima dovoljno podataka. Ako uzmemo da je operativna visina podzvučnog lovca na oko 10.000m a nadzvučnog kategorije 2 Maha 20.000m, onda samo promena u relativnoj gustini utiče sa faktorom oko četiri. Faktor K zbog povećanog specifičnog opterećenja kod nadzvučnog lovca povećava se sa faktorom 2. Veličina uzdužne statičke stabilnosti povećava se sa faktorom 3 do 4 zbog specifičnosti nadzvučnih brzina, dok gradijent krive uzgona kod nadzvučnog lovca zbog velikog smanjenja vitkosti krila i uticaja Mahovog broja opadne približno sa faktorom 2. Kao konačni rezultat ove analize dobija se da je u pogledu odnosa t_1/2/T nadzvučni avion kategorije 2 Maha oko 10 puta nepovoljniji od podzvučnog lovca u slučaju kada oba lete na maksimalnim brzinama i praktičnim vrhuncima leta. Kod aviona sa brzinama od 3 Maha, situacija u tom pogledu je osetno nepovoljnija. Odatle se jasno nameće zaključak da se kod nadzvučnih aviona većih brzina ne može postići zadovoljavajuće prigušenje uzdužnih oscilacija samom konfiguracijom aviona, nego su potrebni uređaji za umetnu stabilizaciju oko ose. Umetno prigušenje postiže se oscilacijama celog horizontalnog repa ili neke komandne površine na izlaznoj ivici, kao što je npr. slučaj kod delta krila. Programiranje kretanja prigušnih površina vrši se preko žiroskopa u kombinaciji s nekom aerodinamičkom površinom, slobodno postavljenom u strujnom polju koja detektuje promene napadnog ugla. Preko elektronskog uređaja i hidrauličnih komandi ostvaruje se potrebno kretanje prigušnih površina u takvom obliku da bi se oscilacije celog aviona održale u granicama prihvatljivim za normalno reagovanje pilota.

Osvrnućemo se i na poprečno-smernu stabilnost nadzvučnih aviona. Statička stabilnost aviona po pravcu može se u pojednostavljenoj analizi posmatrati kao razlika između stabilizirajućeg uticaja vertikalnog repa i destabilizirajućeg uticaja trupa. Trup aviona kao vitko telo sa čistim trodimenzionalnim strujanjem relativno malo menja svoj destabilizirajući uticaj sa porastom Mahovog broja. Promena gradijenta uzgona i centra potiska vertikalnog repa sa Mahovim brojem praktično je ista kao i kod krila male vitkosti. Kod okozvučnih brzina dolazi do izvesnog povećanja stabilizirajućeg uticaja krmila pravca, a zatim taj uticaj dosta naglo opada sa povećanjem Mahovog broja, kao što se vidi na slici 6.

Slika 6 - Tipična promena stabilnosti po pravcu sa Mahovim brojem

Iz slike 6 vidi se veliki gubitak stabilnosti po pravcu sa Mahovim brojem. Taj problem teško se može rešiti samim povećanjem vertikalnog repa. Za sada izgleda da je kod najpažljivije odabranih aerodinamičkih parametara nemoguće načiniti avion koji bi samo aerodinamičkim oblikom obezbedio dovoljnu stabilnost po pravcu kod brzine oko 3 Maha. Uvođenje uređaja za umetnu stabilizaciju po pravcu pokazuje se kao neophodno.

Određivanje efikasnih krilaca posebno je težak problem kod nadzvučnih aviona. Ponašanje nadzvučnih aviona nakon otklona krilaca karakteristično je po dugom intervalu vremena do postizavanja stacionarnog stanja u valjanju. Naime, po otklonu krilaca potrebno je izvesno vreme dok avion počne sa valjanjem, a kada je jednom postignuta odredena vrednost ugaone brzine teško je prekratiti valjanje ponovnim pokretom krilaca. Takvo stanje predstavlja poteškoću za normalnu tehniku pilotiranja. Razlog takvom stanju je mala vitkost krila koja daje malo prigušenje u valjanju. Prigušenje takođe opada i sa visinom. S druge strane, na momenat valjanja od inercijalnih sila uopšte ne utiče brzina i visina leta. Efikasnost krilaca naglo opada kod nadzvučnih brzina jer njihov otklon menja raspodelu aerodinamičkih sila na samim krilcima a ne i na delu krila ispred krilaca.

Naime, poremećaj od otklona krilaca ne može se širiti ispred samih krilaca u nadzvučnom strujnom polju. Ceo pokretni završetak krila predstavlja efikasniji uređaj za stvaranje momenta valjanja od klasičnih krilaca. Uvode se takođe i spojleri da povećaju stepen valjanja na velikim brzinama. Spojleri su nedovoljno efikasni na malim brzinama. Kako spojleri tako i ceo pokretan završetak krila nemaju negativnih osobina na statičku aeroelastičnost, tj. na revers krilaca. S druge strane, ceo pokretni kraj krila predstavlja velike poteškoće i opasnosti u konstrukciji. Sa svim tim uređajima mogu se kod nadzvučnih aviona postići velike uzgone brzine u valjanju.

Poprečno-smernu dinamičku stabilnost nadzvučnih aviona razmatraćemo analiziranjem triju karakterističnih oblika ili moda poprečno-smernog kretanja aviona nakon izvođenja iz ravnotežnog položaja. Prvi oblik naziva se spiralni. Drugi oblik je takođe aperiodički i predstavlja čisto valjanje, a kod podzvučnih aviona je jako prigušen. Treći oblik je oscilatoran i u slučaju neutralnog prigušenja, te se oscilacije nazivaju »Dutch roll«. Spiralni oblik predstavlja sporo kretanje aviona i pošto ne čini nikakve smetnje za normalnu tehniku pilotiranja pri svim brzinama, nećemo ga dalje razmatrati. Drugi neoscilatorni oblik obično se i ne razmatra kod podzvučnih aviona zbog vrlo jakog prigušenja u valjanju. Kod nadzvučnih aviona taj oblik zbog smanjenog prigušenja u valjanju postaje vrlo neprijatan. On se može otkloniti jedino uvođenjem uređaja za umetno prigušenje. Oscilatorni oblik može biti kritičan već i za brze podzvučne avione. Kod nadzvučnih aviona on zavisi u prvom redu od konfiguracije aviona, ali mogu se ipak postaviti neke opšte postavke. Uticaj momenta inercije postaje sve značajniji osobito na velikim visinama gde je i prigušenje osetno smanjeno. To ima za posledicu povećanje perioda a smanjenje prigušenja. Kod aviona sa jakom strelom gde efekat dijedra naglo raste sa napadnim uglom a statička stabilnost po pravcu naglo opada na velikim brzinama i većim napadnim uglovima, lako se mogu pojaviti oscilacije »Dutch roll«. To se može sprečiti jačim negativnim geometrijskim dijedrom krila. Uopšte govoreći »Dutch roll« se otklanja negativnim dijedrom krila, povećanjem prigušenja u skretanju pomoću aerodinamičkih površina, kao što je leđno i trupno peraje (dorzal i ventral fin), i konačno umetnim prigušenjem u sistemu krmila pravca.

Čitava teorija dinamičke stabilnosti podzvučnih aviona zasnovana je na postavci, da za male poremećaje ne postoji povezivanje između uzdužnog simetričnog i poprečno-smernog nesimetričnog kretanja aviona. Kod nadzvučnih aviona ta postavka nije potpuno održiva. Tu u iz- vesnim uslovima dolazi do povezivanja između uzdužnih oscilacija i valjanja aviona. Naime, pri velikim ugaonim brzinama u valjanju može doći i do naglog propinjanja, pri čemu može doći do velikog koeficijenta opterećenja i velikih uglova klizanja. Iz analize te vrste nestabilnosti izlazi da je avion stabilan kada je frekvenca oscilacija u valjanju različita od frekvence oscilacija u propinjanju i skretanju. Ako se frekvenca oscilacija u valjanju poklopi sa frekvencom u propinjanju i skretanju, dolazi do nestabilnosti. U tom slučaju avion koji nije potpuno uzdužno trimovan pri valjanju, počinje sa propinjanjem. Ta pojava je potencirana i malim prigušenjem u valjanju zbog male vitkosti krila i zbog male relativne gustine vazduha.

Problem materijala

Konstrukcija aviona kategorije 3 Maha izložena je temperaturnim promenama od -40° do +350°C, pod pretpostavkom da ih avion maksimalne brzine postiže na visinama iznad 11.000m. Na manjim visinama maksimalna temperatura je još veća. Aluminijumske legure više ne mogu da zadovolje te uslove. Najbolji konstruktivni materijal za spomenute temperature pri sadašnjem stanju tehnologije je nerđajući čelik. Na slici 7 prikazano je opadanje čvrstoće na kidanje pri dužem grejanju na odre- denoj temperaturi.

Slika 7- Opadanje čvrstoće na kidanje pri dužem grejanju na određenoj temperaturi

Iz slike 7 se vidi da kod aluminijumskih legura već pri temperaturi od 190°C, što odgovara brzinama od 2,5 Maha, pri dužem grejanju čvrstoća na kidanje jako opada. Odatle izlazi da za avione brže od 2,5 Maha nerđajući čelik postaje glavni konstruktivni materijal. Berilijum ili legure titanijuma takođe predstavljaju vrlo pogodan materijal, ali su to još uvek retki i vrlo skupi materijali.

Osvrnućemo se na izbor materijala za avion »T-188«. U vreme kada je započet taj projekat, tj. oko 1955. god. na tržištu još nije postojao titanijum u dovoljnom asortimanu. Treba imati u vidu da materijali upotrebljeni za taj avion predstavljaju vrhunske materijale za temperature od 300°C iz perioda od pre sedam godina. Glavni deo spoljne strukture tog aviona sastoji se od 12% feritnog čelika i stabilizovanog austenitnog 18/8 Cr/Ni čelika. Kako na svim mestima nerđajući čelik nije mogao zadovoljiti, naročito gde je prostor vrlo ograničen, kao i na raznim spojevima, upotrebljen je čelik vrlo visoke otpornosti koji nije nerđajući. Zaštita tog čelika izvršena je platiranjem kadmijumom ili cinkom. Najveći deo spojeve kore sa strukturom izvršen je pomoću tačkastog zavarivanja. Ta tehnika je mnogo povoljnija od mehaničkog spajanja koje je do sada najviše upotrebljavano. Nakon glačanja i poliranja dobija se prvorazredna glatkoća svih aerodinamičkih površina uprkos tačkastom zavarivanju. Konstrukcija krila je konvencionalna sa više ramenjača koje čine sistem velike torzione krutoće. Kod aviona velikih dimenzija, kao npr. »B-70«, intenzivno se upotrebljavaju saćasti sendvič panel-ploče za spoljne površine. Elementi za te sendvič konstrukcije su od nerđajućeg čelika. I u ovom slučaju spajanje elemenata putem zavarivanja je intenzivno upotrebljavano.

Izbor materijala za podzvučne avione relativno je jednostavan, jer raspoloživog materijala ima više. Kod nadzvučnih aviona temperatura kojoj je konstrukcija izložena zahteva posebnu pažnju pri izboru. Da bi se lakše eliminisali neodgovarajući materijali, vrši se njihovo upoređenje preko specifične čvrstoće i krutoće. Obe veličine date su u funkciji temperature i vremena za koje su izloženi visokim temperaturama. Specifična čvrstoća predstavlja odnos lomne čvrstoće prema specifičnoj masi materijala. Specifična krutoća E/ρ predstavlja odnos modula elastičnosti i specifične mase materijala. Neophodna krutoća konstrukcije, da bi se onemogućile aeroelastične pojave, direktno je zavisna od modula elastičnosti. Mada je krutoća strukture direktno zavisna od E/ρ, stabilnost strukture zavisi od (E/ρ)ⁿ gde je n neki eksponent. Ako kao primer uzmemo ravnu ploču, videćemo da njena stabilnost zavisi od odnosa (E/ρ)^1/3. Krive (E/ρ)^1/3 u funkciji temperature i vremena potpuno su različite od krivih specifične čvrstoće. Odatle izlazi da krive specifične čvrstoće i krutoće same po sebi nisu dovoljne za određivanje najpovoljnijeg materijala.

Problemi proračuna avionske konstrukcije

Da bi se mogle odrediti dimenzije neke vazduhoplovne konstrukcije, potrebno je prvo odrediti merodavne slučajeve leta na osnovu kojih se dobiju merodavna spoljnja opterećenja konstrukcije. U poslednjih dvadeset godina dobro je razrađen metod proračuna merodavnih opterećenja za podzvučne avione. Za nadzvučne avione ne postoje takvi propisi zbog nedovoljnog iskustva i svaki slučaj treba razmatrati na osnovu pretpostavljenih manevara i visina leta. Nadzvučni avion je podvrgnut vrlo snažnim dinamičkim pritiscima, a pošto se radi o vrlo tankim aerodinamičkim površinama, deformacije su zbog aeroelastičnih efekata u tolikoj meri naglašene da igraju odlučujuću ulogu u raspodeli opterećenja. To u priličnoj meri usložnjava proračun jer se uticaj aeroelastičnih deformacija može odrediti tek za jednu poznatu konstrukciju. Da bi se ona mogla odrediti, potrebno je poznavati raspodelu opterećenja koja u velikoj meri zavisi od deformacije konstrukcije. Drugim rečima, jasno je da se proračun može vršiti samo metodom postepenih aproksimacija.

Kada se vrši proračun nadzvučnog aviona potrebno je odrediti anvelopu merodavnih opterećenja u letu za podzvučne i nadzvučne brzine. Određivanje anvelope za podzvučne brzine dovoljno je poznato. Pri nadzvučnim brzinama aerodinamičke karakteristike se menjaju sa Mahovim brojem. Ovde Mahov broj zamenjuje ekvivalentnu brzinu pri određivanju granica. Promene momenta obrušavanja su značajne zbog jakog pomeranja aerodinamičkog centra. Kod nadzvučnih brzina povoljnije je posmatrati promenu uzdužnog momenta oko neke uslovno usvojene fiksne ose nego oko aerodinamičkog centra koji se pomera. Pri sadašnjem iskustvu teško je proceniti fizikalni značaj leta sa uglom skretanja koji daje opterećenja na vertikalnom repu. Jedan novi slučaj leta, koga nema u podzvučnom i okozvučnom području brzina, nastaje zbog povezivanja uzdužnog simetričnog i poprečno-smernog nesimetričnog kretanja aviona. Naime, jedan od merodavnih slučajeva za opterećenje vertikalnog repa ili zadnjeg dela trupa kod aviona okozvučnih brzina je slučaj vađenja iz obrušavanja sa kombinovanim valjanjem aviona (rolling pull-out). Kako smo videli iz prethodnog izlaganja, kod nadzvučnih aviona, pri izvesnim uslovima, propinjanje se može snažno povezati sa valjanjem. Takav avion, a isto tako i projektil, kao odgovor na poremećaj u valjanju teži strmom propinjanju sa okretanjem oko uzdužne ose. Dinamika i aerodinamika tog problema još je nedovoljno poznata da bi se proizašla merodavna opterećenja mogla staviti u norme.

Jedan od problema koji stvara posebne teškoće u proračunu je uvođenje faktora temperature i trajanja temperaturnog uticaja na konstrukciju. U proračunima aviona podzvučnih i okozvučnih brzina istorija aviona u pogledu opterećenja nije važna, osim u problemima zamora materijala. Iz slike 7 se vidi da dužina vremena pri kome je materijal izložen visokim temperaturama takođe smanjuje otpornost materijala. Na taj način i vremenska baza trajanja leta na određenim temperaturama postaje osnova za određivanje čvrstoće materijala. Drugim rečima, kod izlaganja materijala dužem periodu zagrevanja u letu dolazi do gubitka mehaničkih svojstava.

Konstrukcija nadzvučnih aviona normalno se radi pri sobnoj temperaturi. U letu temperatura strukture je znatno veća i dolazi do termičkih naprezanja. Može se smatrati da će naprezanje zbog zagrevanja konstrukcije biti relativno malo u slučaju homogene raspodele temperatura. U letu sa promenljivim Mahovim brojem i pri promeni visine dolazi do prelaznog stanja u raspodeli temperature, što ima za posledicu postojanje termičkih gradijenata u konstrukciji. Naprezanja zbog termičkih gradijenata u konstrukciji mogu biti osetna i ona se dodaju naprezanjima od aerodinamičkih i inercijalnih sila. Ipak, kao najznačajniji problem kod leta sa povišenim temperaturama javlja se, već spomenuti, gubitak mehaničkih osobina materijala sa vremenom. Gubitak u čvrstoći i krutoći konstruktivnog materijala nakon raznih perioda zagrevanja zahteva posebno razmatranje. Potrebno je odlučiti se na namerno povećanje težine zbog predimenzionisanja pojedinih delova, ili na zamenu delova konstrukcije nakon određenog broja časova letenja pri povišenim temperaturama.

Zaključak

U sadašnjoj fazi razvoja kao najracionalnija aerodinamička koncepcija za avione kategorije 3 Maha izgleda da je delta krilo sa prednjim smeštajem horizontalnog repa na dugačkom trupu. To je koncepcija primenljiva samo za avione većih dimenzija.

Brzine između 1 i 2 Maha su nepovoljne sa stanovišta doleta. Avioni kategorije do 2 Maha imaju najveći dolet obavezno pri podzvučnim brzinama, te oni provode oko 90% ukupnog vremena u letu na podzvučnim brzinama.

Avioni kategorije 3 Maha mogu ostvariti racionalan dolet pri brzinama krstarenja preko 2,5 Maha. Ti avioni će provoditi oko 90% vremena u letu sa nadzvučnim brzinama.

Izgradnja putničkog aviona sa brzinom krstarenja oko 3 Maha opravdana je sa stanovišta ekonomije, koja treba da bude približno ista kao i kod savremenih podzvučnih brzih putničkih aviona na mlazni pogon.

Veliko povećanje uzdužne stabilnosti sa istovremenim gubitkom efikasnosti krmila visine kod nadzvučnih aviona, nameće neophodno potrebu za upotrebom celog pokretnog horizontalnog repa.

Gubitak stabilnosti po pravcu pri nadzvučnim brzinama onemogućava izgradnju aviona sa brzinom preko 2 Maha, koji bi samim aerodinamičkim oblikom zadovoljio stabilnost po pravcu.

Ne postoji mogućnost da se ostvari avion kategorije 2-3 Maha koji bi samim aerodinamičkim oblikom ostvario zadovoljavajuće osobine u pogledu uzdužne i poprečno-smerne dinamičke stabilnosti. Uređaji za umetno prigušenje oko sve tri ose su neophodni.

Kod nadzvučnih aviona dolazi do povezivanja uzdužnog i poprečno-smernog kretanja, što dovodi do novog oblika moguće dinamičke nestabilnosti. Ona se ogleda u naglom propinjanju kod brzog valjanja. Avion teži da se postavi na velike napadne uglove pri okretanju oko uzdužne ose.

Materijali za avione kategorije 2 Maha predstavljaju aluminijumske legure sa minimalnom upotrebom nerđajućeg čelika i legure titanijuma. Za avione sa brzinom preko 2,5 Maha aluminijumske legure više ne dolaze u obzir.

Pri sadašnjem stanju tehnologije materijala, kao glavni konstruktivni materijal za avione kategorije 3 Maha javlja se nerđajući čelik za spoljne elemente i čelik vrlo visoke otpornosti za unutrašnje jako na- pregnute elemente. Titanijuma još uvek nema u dovoljnom asortimanu na tržištu a cena mu je visoka. Zbog toga se titanijum upotrebljava samo na delovima gde je to neophodno.

Spajanje elemenata kod aviona kategorije 3 Maha vrši se poglavito tačkastim i običnim zavarivanjem. Mehaničko spajanje zakivcima ili sličnim načinom mnogo je manje u upotrebi nego kod klasičnih konstrukcija.

Merodavna opterećenja u letu za određivanje anvelope opterećenja ne mogu se dobiti na osnovu normi kao kod podzvučnih aviona. Za nadzvučne avione nisu razrađeni propisi i anvelopu opterećenja treba odrediti na osnovu pretpostavljenih evolucija i brzina leta.

»Istorija leta« na velikim brzinama postaje novi pojam koji nije postojao pri projektovanju podzvučnih aviona. Potrebno je uzimati u obzir i gubitak mehaničkih svojstava zbog dejstva i vremena trajanja povišenih temperatura.