ACADEMIA FORȚELOR AERIENE “HENRI COANDĂ”, BRAȘOV

PROIECT AERODINAMICĂ

IAK-52

Stud. Cap. Bobeică Victor

Stud. Cap. Ilucă Andrei

Stud. Cap. Takacs Edgar

Grupa 221

- 2 -

- 3 -

CUPRINS

1.INTRODUCERE ...................................................................................................................................... - 5 -

1.1. Structura aeronavei ...................................................................................................................... - 6 -

2.CARACTERISTICI ................................................................................................................................... - 8 -

2.1. Caracteristici geometrice .............................................................................................................. - 8 -

Eleronul .............................................................................................................................................. - 8 -

Flapsul ................................................................................................................................................ - 9 -

Ampenaj orizontal............................................................................................................................... - 9 -

Ampenaj vertical ................................................................................................................................. - 9 -

Trenul de aterizare .............................................................................................................................. - 9 -

2.2. Caracteristici masice .................................................................................................................... - 9 -

2.3. Caracteristicile sistemului de propulsie ...................................................................................... - 11 -

2.4. Caracteristici aerodinamice ........................................................................................................ - 12 -

3. ZBORUL IN URCARE ........................................................................................................................... - 16 -

4. DISTANȚE ȘI DURATE DE ZBOR .......................................................................................................... - 18 -

4.1.Distanța maximă de zbor ............................................................................................................. - 18 -

4.2.Durata maximă de zbor ............................................................................................................... - 18 -

5.RULAJUL LA DECOLARE-ATERIZARE.................................................................................................... - 19 -

5.1. Distanța și durata de rulaj la decolare........................................................................................ - 19 -

5.2. Distanța și durata de rulaj la aterizare ........................................................................................ - 19 -

6.STABILITATEA STATICĂ A AVIONULUI ................................................................................................ - 20 -

6.1.Stabilitatea statică longitudinală ................................................................................................. - 21 -

6.2. Punctul neutru de centraj cu comenzile fixe (Cmα=0) ................................................................. - 22 -

7.CONCLUZII.......................................................................................................................................... - 22 -

- 4 -

- 5 -

1.INTRODUCERE

Avionul IAK-52, prezentat în figura nr. 1.1, este un avion sportiv de şcoală şi

antrenament, cu două locuri, monoplan, cu aripa amplasată jos şi cu tren de aterizare

triciclu, care se escamotează în zbor.

Figura nr. 1.1. Avionul IAK-52

Avionul are următoarele configuraţii:

a) cu tren de aterizare cu roţi: trenul escamotat, flapsul băgat – configuraţie de zbor;

trenul scos, flapsul scos - configuraţie de aterizare;

b) cu tren de aterizare cu schiuri: trenul scos, flapsul băgat – configuraţie de zbor; trenul

scos, flapsul scos – configuraţie de aterizare.

- 6 -

Pe avion este montat motorul cu răcire cu aer M-14P cu puterea de 360 C.P. cu elice

V/530TA-D35.

Prezenţa pe avion a staţiei radio, a staţiei de intercomunicaţie, a complexului aparaturii

de pilotaj şi navigaţie, a flapsului, a trenului de aterizare escamotabil cu roţi cu frână, dă

posibilitatea elevilor piloţi să-şi formeze deprinderile necesare de folosire a aparaturii cu care

sunt dotate avioanele moderne.

Avionul este destinat pentru selecţia personalului inclus în programul de formare prin

evaluarea calităţilor şi aptitudinilor pentru zbor necesare pentru obţinerea calificării de pilot

precum şi pentru formarea şi perfecţionarea personalului aeronavigant militar, asigurând prin

caracteristicile avionului şi realizarea figurilor de acrobaţie şi de înaltă acrobaţie.

1.1. Structura aeronavei Avionul este prevăzut cu două cabine, conform figurii nr. 1.1.1, astfel:

a) prima cabină/cabina anterioară destinată pilotului elev, prezentată în figura nr. 1.1.2;

b) a doua cabină/cabina posterioară destinată pilotului instructor, prezentată în figura nr.

1.1.3.

Dacă este necesar, zborurile se pot realiza cu un singur pilot, în cabina anterioară.

Figura nr. 1.1.1. Structura avionului IAK-52

Legendă

1. Elice V 530TA-D35

2. Motor M-14 P

3. Jamba anterioară

4. Rezervor ulei

5. Rezervor combustibil stânga

6. Acumulator

7. Autoînregistrator

8. Cabină anterioară - elev

9. Cabină posterioară - instructor

10. Tub PITOT

11. Jamba principală stânga

12. Antenă radio

13. Eleron

10

11

12

13

16

15

14

- 7 -

Dotarea avionului asigură posibilitatea realizării zborurilor în zona aerodromului şi în

afara acestuia, ziua, în condiţii meteo normale.(În scopul asigurării exploatării avionului

pe aerodromuri cu zăpadă se poate monta pe avion trenul de aterizare cu schiuri,

neescamotabil). Avionul poate fi exploatat pe aerodromuri cu pista nebetonată la o

rezistenţă a stratului de suprafaţă a pistei de 5,5 ÷ 6,5 kgf/cm², iar când se montează

schiuri în locul roţilor, pe aerodromuri înzăpezite, cu zăpada bătătorită, cu densitatea de

minim 0,45g/cm³.

Îmbinarea simplităţii construcţiei cu rezistenţa şi fiabilitatea mare face ca

zborurile pe avion să se desfăşoare în deplină securitate.

Figura nr. 1.1.2. Cabina anterioară a avionului IAK-52

- 8 -

Figura nr. 1.1.3. Cabina posterioară a avionului IAK-52

2.CARACTERISTICI

2.1. Caracteristici geometrice Datele generale și geometrice ale avionului IAK-52 sunt prezentate în tabelul nr. 2.1.1.

Denumirea U. M. Valoarea

Date generale

Înălţimea avionului la staţionare m 2,7 Lungimea avionului m 7,745 Unghiul de staţionare al avionului Grade 4 Echipajul avionului Persoane 2

Aripa Suprafaţă m² 15 Anvergură m 9,3 Lungimea corzii medii aerodinamice m 1,64 Unghiul diedru al aripii la ¼ pe linia corzii Grade 2 Unghiul de săgeata Grade 0 Unghiul de calare Grade 2

Eleronul Tipul eleronului Cu fantă Suprafaţa eleronului m² 1,98

- 9 -

Flapsul Tipul flapsului De intrados Suprafaţa flapsului m² 1,03

Ampenaj orizontal Anvergură m 3,16 Suprafaţa totală m² 2,86 Suprafaţa profundor cu trimer m² 1,535 Unghi de fixare stabilizator (calare) Grade 1º 30´

Ampenaj vertical Suprafaţa totală m² 1,48 Suprafaţa direcţie m² 0,871 Înălţimea m 1,6

Trenul de aterizare Deschiderea m 2,715 Baza m 1,860 Dimensiunea roţilor: - principale mm 500x150 - anterioară mm 400x150 Dimensiunea schiului mm 450x1035 Deschiderea m 2,710 Baza m 1,858

Tabelul nr. 2.1.1. Date generale și geometrice

2.2. Caracteristici masice Datele privind greutatea şi centrajul avionului IAK-52 sunt prezentate în tabelul nr. 2.2.1.

Caracteristica avionului Varianta cu roţi Varianta cu schiuri

Greutatea avion gol (kg) 1035 1075

Greutatea maximă la decolare (kg) 1315 1355

Greutatea maximă la aterizare (kg) 1315 1355

Sarcina totală:

- echipaj cu paraşută (kg) 180 180

- combustibil (l) 90 90

- ulei (l) 10 10

Gama admisă a centrajelor în exploatare (% CMA) 17,5-27 15-27

Centrajul avionului gol cu trenul scos (% CMA) 19,0 18,8

Tabelul nr. 2.2.1. Datele privind greutatea şi centrajul

- 10 -

Note:

a) toleranţa la greutatea avionului gol este de ±1% iar la centrajul avionului gol este de

±0,5%;

b) scoaterea trenului de aterizare deplasează poziţia centrului de greutate al avionului

înapoi cu aproximativ 0,5% din CMA;

c) consumul combustibilului în zbor deplasează poziţia centrului de greutate al

avionului înapoi cu 0,3% din CMA când este pilotat de doi piloţi şi înainte cu 0,1% din CMA

când este pilotat de un singur pilot.

Capacitatea sistemelor avionului, combustibilul şi uleiul folosit sunt prezentate în tabelul nr.

2.2.2.

Denumirea Valoarea

Capacitatea de alimentare a sistemului de combustibil (l) 122±2

Capacitatea rezervorului de ulei (l) 22,5±0,5

Cantitatea de ulei alimentată în rezervor:

- la pornire (l) 16

- la pilotare (l) 10

Capacitatea buteliilor de aer:

- principală (l) 11

- de avarie (l) 3

Benzina folosită B91/115 GOST 1012-72

Uleiul folosit MS-20 sau MK-22 GOST 21743

Tabelul nr. 2.2.2. Capacitatea sistemelor avionului, combustibilul şi uleiul

- 11 -

2.3. Caracteristicile sistemului de propulsie

Regimurile şi valorile parametrilor de exploatare ai motorului sunt prezentate în tabelul nr. 2.3.1.

Regimul

Turaţie

motor

(%)

Presiune Temperatura (ºC) Consum

specific

combustibil

(g/C.P. oră)

Admisie aer

(mm.col.Hg

)

Combus-

tibil

(Kgf/cm²

)

Ulei

(Kgf/

cm²)

Capetele

cilindrilor

Aer la

intrare în

carburator

Ulei la

intrare

motor

Decolare 99 ± 1 125 ± 15 0,2 ÷

0,5 4 ÷ 6 120 ÷ 220

+10 ÷

+45 40 ÷75 285 ÷ 315

Nominal I 82 ± 1 95 ± 15 0,2 ÷

0,5 4 ÷ 6 120 ÷ 220

+10 ÷

+45 40 ÷75 280 ÷ 310

Nominal II 70 ± 1 75 ± 15 0,2 ÷

0,5 4 ÷ 6 120 ÷ 220

+10 ÷

+45 40 ÷75 265 ÷ 300

Croazieră I 64 ± 1 735 ± 15 0,2 ÷

0,5 4 ÷ 6 120 ÷ 220

+10 ÷

+45 40 ÷75 215 ÷ 235

Croazieră II 59 ± 1 670 ± 15 0,2 ÷

0,5 4 ÷ 6 120 ÷ 220

+10 ÷

+45 40 ÷75 210 ÷ 230

Gaz mic maxim

26 -

minim

0,15

minim

1 - - - -

Tabelul nr. 2.3.1. Regimurile şi valorile parametrilor de exploatare ai motorului

- 12 -

2.4. Caracteristici aerodinamice

Figura nr. 2.4.1. Polara aripii cu influența suflului elicei (teoretică)

- 13 -

Figura nr. 2.4.2. Polara sistemului aripă-fuselaj

Figura nr. 2.4.3. Puterea avionului în funcție de viteză la H=0 m

- 14 -

Figura nr. 2.4.4. Puterea avionului la H=4000 m

Figura nr. 2.4.5. Polara aripii fără influența suflului elicei

- 15 -

Figura nr. 2.4.6. Polara de echilibru (teoretică)

Figura nr. 2.4.7 Polara de echilibru cu voleții bracați

- 16 -

3. ZBORUL IN URCARE

Viteza ascensională a unei aeronave depinde de mai mulți parametri. În primul rând contează

puterea generată de sistemul de propulsie. De asemenea nu pot fi neglijate nici proprietățile

aerodinamice ale aeronavei respective și condițiile atmosferice.

Viteza ascensională se poate calcula cu formula (3.1).

(3.1)

W- viteza ascensională [m/s]; V-viteza indicată [m/s];

- puterea disponibilă [kW]; - puterea necesară [kW];

G- greutatea [daN];

(3.2)

- densitatea aerului [kg/m3]; S- suprafața aripii [m

2]; Cx- coeficient de rezistență la înaintare;

- unghiul de pantă [°];

(rezultă din polară)

(3.3)

Cz- coeficient de portanță al aripii;

Timpul de urcare al aeronavei de la înălțimea h1 la h2 se poate calcula cu formula (3.4)

(3.4)

Plafonul practic al avionului IAK-52 este limitat la 4000 m deoarece acesta nu dispune de

instalație de oxigen.

- 17 -

Datele privind vitezele ascensionale în funcție de diferite înălțimi, viteze și unghiuri de pantă

sunt prezentate în tabelul nr. 3.1, tabelul nr. 3.2 și tabelul nr. 3.3.

Înălțimea

[m]

Densitatea

[kg/m3]

Viteza

indicată[m/s]

Unghiul

de pantă

[°]

Cz Cx

Puterea

necesară

[CP]

W

[m/s]

0 1.225 47.22 5 0.62 0.031 53.11 3.78

1000 1.112 44.44 5 0.78 0.043 54.43 3.56

2000 1.006 44.44 5 0.86 0.051 55.24 3.56

3000 0.909 41.67 5 1.08 0.074 57.72 3.33

4000 0.819 41.67 5 1.20 0.089 59.13 3.33

Tabelul nr. 3.1

Tabelul nr. 3.2

Înălțimea

[m]

Densitatea

[kg/m3]

Viteza

indicată[m/s]

Unghiul

de

pantă

[°]

Cz Cx

Puterea

necesară

[CP]

W

[m/s]

0 1.225 47.222 15 0.60 0.030 151.75 11.81

1000 1.112 44.444 15 0.75 0.041 154.38 11.11

2000 1.006 44.444 15 0.83 0.048 156.01 11.11

3000 0.909 41.667 15 1.05 0.070 160.96 10.42

4000 0.819 41.667 15 1.16 0.084 163.78 10.42

Tabelul nr. 3.3

Înălțimea

[m]

Densitatea

[kg/m3]

Viteza

indicată[m/s]

Unghiul

de

pantă

[°]

Cz Cx

Puterea

necesară

[CP]

W

[m/s]

0 1.225 47.222 10 0.62 0.031 111.28 8.03

1000 1.112 44.444 10 0.77 0.043 113.91 7.56

2000 1.006 44.444 10 0.85 0.050 115.54 7.56

3000 0.909 41.667 10 1.07 0.073 120.49 7.08

4000 0.819 41.667 10 1.19 0.088 123.31 7.08

- 18 -

4. DISTANȚE ȘI DURATE DE ZBOR

4.1.Distanța maximă de zbor

Distanța maximă de zbor se calculează cu formula (4.1.1)

(4.1.1)

l-distanța maximă de zbor ; k-finețea aerodinamică (k=7 la IAK-52);

Csp- consum specific; G0- greutatea inițială a avionului; G1- greutatea avionului gol;

Din calcule rezultă că distanța maximă de zbor a avionului IAK-52 este de 433 km.

4.2.Durata maximă de zbor

Durata maximă de zbor se calculează cu formula (4.2.1)

(4.2.1)

t-durata maximă de zbor;

Din calcule rezultă că avionul are o autonomie de zbor de 2 ore si 7 minute.

- 19 -

5.RULAJUL LA DECOLARE-ATERIZARE

Rulajul la decolare și aterizare include timpul în care rulează avionul cât și distanța pe care

acesta rulează.

5.1. Distanța și durata de rulaj la decolare

Distanța de rulaj la decolare se poate calcula cu formula (5.1.1)

(5.1.1)

m- masa avionului (1315 kg); P- putere [kW]; f-coeficient de frecare; Vd-viteza de decolare [m/s]

A=P-fG;

;

Distanța de rulaj la decolare a avionului IAK-52 este 123 m.

Timpul de rulaj la decolare se poate calcula cu formula (5.1.2)

(5.1.2)

Timpul de rulaj la decolare al avionului IAK-52 este de 7.45 secunde.

5.2. Distanța și durata de rulaj la aterizare Distanța de rulaj la aterizare se poate calcula cu formula (5.2.1)

(5.2.1)

- 20 -

Distanța de rulaj la aterizare a avionului IAK-52 este 210 m.

Timpul de rulaj la decolare se poate calcula cu formula (5.2.2)

(5.2.2)

; Vat- viteză aterizare; (5.2.3)

Timpul de rulaj la aterizare al avionului IAK-52 este de 9.72 secunde.

6.STABILITATEA STATICĂ A AVIONULUI

Stabilitatea zborului presupune o analiză a mişcărilor perturbate posibile ce se pot

produce şi suprapune peste mişcarea de bază precizată (zborul de referinţă - neperturbat), a cărui

stabilitate o studiem. Dacă toate mişcările perturbate rămân în vecinătatea mişcării de bază, se

atenuează şi dispar după încetarea factorilor perturbatori care le-au indus, atunci vom spune că

zborul este stabil.

Stabilitatea statică se referă doar la sensul modificărilor produse forţelor şi momentelor

aerodinamice de către abaterile parametrilor cinematici de la valorile de echilibru. Avionul este

static stabil dacă în urma unor mici deviaţii ale parametrilor cinematiciai mişcării sale, forţele

şi/sau momentele aerodinamice se modifică astfel încât să tindă să restabilească mişcarea

neperturbată; dacă tendinţa forţelor şi/sau momentelor aerodinamice este de a amplifica

deviaţiile, avionul este static instabil, când forţele şi/sau momentelor aerodinamice nu se

modifică în nici un sens, ca urmare a deviaţiilor parametrilor cinematici, atunci avionul are

- 21 -

stabilitate statică neutră. Atât în cazul static cât şi în cel dinamic mişcarea avionului de analizat

cuprinde doar zborurile rectilinii şi uniforme.

6.1.Stabilitatea statică longitudinală

Este definită ca tendinţă a avionului de a-şi menţine constantă incidenţa corespunzătare

zborului rectiliniu şi uniform şi presupune studiul variaţiei momentului aerodinamic de tangaj M

sau a coeficientului adimensional a acestuia Cm (coeficientul momentului de tangaj).

mCcSVM 2

2

(6.1.1)

c – coarda medie aerodinamică

Dependenţa Cm = Cm(α) este reprezentată în figura nr. 6.1.1, unghiul α fiind măsurat de la axa de

portanţă nulă a avionului.

Figura nr. 6.1.1. Dependenţa Cm de α

- 22 -

6.2. Punctul neutru de centraj cu comenzile fixe (Cmα=0)

Coeficientul de stabilitate statică longitudinală Cmα depinde esenţial de poziţia centrului de

greutate (h). Există o poziţie particulară a CG pentru care 0

mC

, adică momentul de tangajal

avionului este independent de unghiul de incidenţă. Această poziţie a CG o numim punct neutru

cu comenzile fixe şi se obţine ecuaţia (6.2.1) fără paranteza mare:

11

ar

aonn

a

aVhh

(6.2.1)

cS

lSV nao

n

- volumul ampenajului orizontal faţă de punctul neutru;

ln- distanţa de la focarul ampenajului orizontal la punctul neutru;

7.CONCLUZII

În urma efectuării calculelor cu ajutorul programelor Microsoft Office Excel și Mathcad

am întocmit tabele și am generat grafice care pun în evidență proprietățile aerodinamice ale

avionului IAK – 52. Acest proiect cuprinde date privind plafonul practic, distanța maximă de

zbor si timpul maxim de zbor, rulajul la decolare și aterizare. Calculele nu au corespuns în

totalitate cu datele din manualul de pilotaj al avionului, valorile acestora fiind apropiate cu cele

știute.

Pentru zborul în urcare am folosit metoda aproximativă.

Din punct de vedere aerodinamic avionul IAK – 52 este un avion cu care se pot executa

figuri de înaltă acrobație în deplină siguranță.

- 23 -

BIBLIOGRAFIE

1. Gl.mr.dr. Stanciu Ion-Aurel, Manual de tehnica pilotajului pentru avionul IAK-52,

Centrul Tehnic-Editorial al Armatei, Boboc, 2010

2. Lt.col.ing. Grigore Ion, Mecanica zborului avionului, Editura Academiei Militare,

București, 1975

3. Manual de pilotaj pentru avionul IAK-52, București, 1987