Bazele teoretice ale fenomenelor aerodinamice: Caracteristicile de zbor ale unei aeronave

Sarcina de lucru pentru elevi:

Calculați forțele aerodinamice cu ajutorul softului http://airfoiltools.com. Reprezentați-le grafic în funcție de parametrii viteza de zbor și unghiul de incidență critică.

În vederea rezolvării sarcinii didactice, veți studia cursul Bazele teoretice ale fenomenelor aerodinamice, capitolul Caracteristicile de zbor ale unei aeronave, de unde veți afla ca acestea sunt determinate de valorile unghiului de incidență (α) la care se execută zborul respectiv. El definește valorile coeficienților de portanta Cz și coeficientul de rezistență la înaintare Cx pentru un anumit profil aerodinamic. Caracteristicile de zbor ale unei aeronave depind și de raportul dintre Cz și Cx, numită și finețe aerodinamică (K), Cl/Cd.

Rezultate așteptate ale învățării (competențe și/sau obiective):

Să identifice principalele elemente ale profilului aerodinamic pe baza unei scheme date.
Să reprezinte grafic profilele si forțele aerodinamice care acționează asupra aeronavelor, precum și variația acestora in altitudine, cu ajutorul programului http://airfoiltools.com/, alegând corect parametrii de zbor din tabelul atmosferei standard.
Să calculeze numărul Mach în funcție de viteza de zbor si de altitudine cu ajutorul http://airfoiltools.com/calculator/reynoldsnumber

Tip de activitate: Temă pentru acasă
Sarcina de lucru se va realiza: Individual

Modul probabil de desfășurare a activității:

În realizarea temei de casă, veți parcurge următorii pași: 1. Prin accesarea http://airfoiltools.com/ generati un profil aerodinamic NACA. (Național Consultativ pentru Aeronautică a fost o agenție federală americană fondată la 3 martie 1915, pentru a întreprinde, promova și instituționaliza cercetarea aeronautică. Parametrii din codul numeric pot fi introduși în ecuații pentru a genera cu precizie secțiunea transversală a profilului aerian și pentru a calcula proprietățile acestuia. 2. Salvați profilul generat de aplicația NACA Airfoil Sections in folderul NACA, ulterior il veti redenumi cu extensia.dat și veti folosi profilul generat în programul 2 – D Panel Method Solutions. 3. În această etapă, calculați numărul Reynolds cu ajutorul aplicației de la adresa http://airfoiltools.com/calculator/reynoldsnumber . 4. Alegeți parametrii de zbor din tabelul atmosferei standard. Veți avea in vedere unghiul de incidenta critica α, viteza vântului, lungimea coardei, temperatura si numărul Reynolds. 5. Evidențiați separarea stratului de limită care depinde de numărul Reynolds. Observati ca pentru valori mai mari ale numărului Reynolds, acesta prezintă o tranziție timpurie de la fluxul laminar la cel turbulent. Cu cât este mai mare numărul Reynolds, va exista o tendință mai mare ca fluxul să fie turbulent. 6. Analizați comportarea stratului limită si observați că datorită anumitor condiții, atât stratul limită laminar cât şi cel turbulent se pot desprinde de pe profil, cu consecințe majore în păstrarea calităților sale aerodinamice. Finețea aerodinamica o veti genera cu programul XFLR5 în funcție de unghiul de incidență α. Programul XFLR5 este un instrument de analiză pentru airfoils, aripi și avioane care operează la numerele reduse Reynolds. Unghiul pentru care finețea este maximă, se numește „unghi de incidență optim” (α optim). Coeficienții aerodinamici Cz și Cx se pot reprezenta, înglobat în diagrama polară a aeronavei, formată de fapt din valorile comune fiecărui unghi de incidență scoase din curbele polare. 7. La finalul activitatii de invatare, incarcati diagramele generate si concluziile desprinse pe platforma de elearning (https://roarmy.adlunap.ro/), in dosarul cursului Bazele teoretice ale fenomenelor aerodinamice.