NİŞANTAŞI ÜNİVERSİTESİ

... konulu sunumlar: "NİŞANTAŞI ÜNİVERSİTESİ"— Sunum transkripti:

1 NİŞANTAŞI ÜNİVERSİTESİ
YUGM204 UÇAK AERODİNAMİĞİ 12. HAFTA BÖLÜM 10. YÜKSEK HIZDA UÇUŞ Sivil Havacılık Yüksekokulu shyo.nisantasi.edu.tr

2

3 10.1.4 SIKIŞTIRILABİLİRLİK VE ŞOK DALGALARI
INDICATED MACH NUMBER Daha önce de açıklandığı gibi Gerçek Mach Sayısı, TAS ile LSS’nin oranıdır. Gerçek Mach Sayısı’nı gösterecek bir gösterge hem TAS bilgisini hem de LSS bilgisini almak zorundadır. TAS bilgisi Air Data Computer’dan veya Air Data Inertial Reference Unit’in (ADIRU) Air Data kanalından öğrenilebilir. LSS ise bir komputer tafından hesaplanır. Bundan dolayı Gerçek Mach Sayısı’nı gösterecek bir gösterge bilgisayarlar tarafından beslenir. TAS, pitot basıncının statik basınçtan farkı ve hava yoğunluğuna bağlıdır. LSS ise statik basınç ve yoğunluğa bağlıdır. Her iki hesaplamada da yoğunluk ortak faktördür. Bundan dolayı TAS ve LSS, basınçlar arasındaki oranla ifade edilebilir ve bu oran Mach göstergesinin gösterdiği değerdir. İçinde bir hava hızı kapsülü bir de irtifa (statik basınç) kapsülü vardır. Gösterge Mach Sayısı, dinamik basınç/statik basınç değeriyle orantılıdır. Bundan dolayı sabit CAS ve sabit irtifada ölçülen Mach Sayısı sabittir. Çünkü bu durumda sıcaklık değişse bile statik ve dinamik basınç değişmemektedir. Bunun gibi sabit CAS ile uçulurken irtifa değiştiğinde Gösterge Mach Sayısı da değişir. SIKIŞTIRILABİLİRLİK VE ŞOK DALGALARI Ses hızının altındaki hızlarda hava basıncındaki değişiklik yoğunlukta çok küçük değişikliklere neden olduğu için ihmal edilebilir ve hava, sıkıştırılamayan bir akışkan olarak kabul edilebilir. Ancak uçak hızı yüksek değerlerde iken uçağın etrafıdaki hava akımınından doğan basınç, hava yoğunluğunda önemli değişiklikler doğuracak değerlere ulaşır. Bundan dolayı yüsek hız uçuşları üzerinde çalışırken havanın sıkıştırılabildiği ve özellikle kaldırma kuvveti üretilen yüzeylerin bu sıkışmadan etkilendiği hesaba katılmalıdır. Havada hareket eden her cisim basınç dalgaları üretir ve bu dalgalar ses hızında iken cismin gövdesinden her yöne doğru yayılır. Uçak ses hızından daha yavaş uçuyorsa uçağın önündeki basınç dalgaları ondan uzaklaşabilir. Çünkü basınç dalgalarının hızı uçağın hızından yüksektir. ŞEKİL 10-1

4 Ancak uçak sesten hızlı uçuyorsa basınç dalgaları uçaktan kaçamaz ve hücum kenarında sıkışma dalgaları oluşur. Sıkışma dalgalarından dolayı basınç ve hız değişimleri ses altı hızlara göre daha çabuk gerçekleşir ve bu değişim uçağın ön tarafında başlar. Bundan dolayı bu sıkışma veya basınç dalgasına şok dalgası adı verilir. Şok dalgası uçuç doğrultusuna dik olarak etki eder ve buna normal şok dalgası denir. Şok dalgasının hemen arkasıdanki hava akım hızı sesten yavaştır. Şok dalgası hücum kenarında gerçekleştiği için dalganın arkasındaki basınç ve hız dağılımı değişir. Bu ise kaldırma ve sürükleme kuvvetlerinde farklı değerlerin oluşmasına neden olduğu için kanatların pitch momentini ve dolayısıyla uçağın trimini etkiler. Bu değişim ve hava akımlarındaki bozulma uçuş kumandalarının performansına da tesir eder. Sıkıştırılma etkilerinin gerçekleşmesi için uçağın 1.0 Mach’ta uçması gerekmez. Airfoil yapı havanın hızını artırdığı için uçak sesaltı hızda uçuyor olsa bile airfoil yapının etrafındaki hava hızı ses hızında veya sesten hızlı olabilir. Bir başka deyişle aynı anda uçağın farklı bölgelerinde hem sesaltı hem de sesüstü hava akımları olabilir. Bu uçuşa transonik uçuş denir ve genellikle 0.75 Mach ile 1.2 Mach arasında gerçekleşir Mach’ın altında uçaktaki bütün bölgelerde hava akımı sesten yavaş, 1.2 Mach’ın üzerinde ise sesten hızlıdır. Serbest hava akımı Mach Sayısı (MFS) uçağın etrafından geçen ancak uçağın basıncından etkilenmeyen izafi rüzgarın Mach Sayısı’dır. Lokal Mach Sayısı ise uçağın belirli bir noktasındaki hava hızının LSS’ye oranıdır. Lokal Mach Sayısı MFS’den büyük, küçük veya aynı değerde olabilir. Kritik Mach Sayısı (MCRIT), uçağın herhangi bir noktasındaki Lokal Mach Sayısı’nın 1.0 olduğu andaki MFS değeridir. MCRIT, hücum açısına göre değişir çünkü hücum açısı arttıkça kanat üzerindeki havanın ivmesi de artar ve ses hızına daha erken ulaşır. Sıkıştırılabilir Mach Sayısı sıkışma etkisinin kumandalarda önemli sorunlar doğurduğu Mach Sayısı’dır. Bu değerin üzerinde kumandaların kaybedilme tehlikesi vardır. Kritik Sürükleme Mach Sayısı sıkışma etkisiyle sürükleme kuvvetinde farkedilir oranda artmanın gerçekleştiği Mach Sayısı’dır. Kritik Sürükleme Mach Sayısı normal şartlarda MCRIT’ın %110’u ile %115’i arasındadır. Bir şok dalgasının oluşması için MFS değeri 1.0 Mach’ın altında olabilir. Ancak uçağın MFS MCRIT’den yüksek olmalıdır. Bu durumda kanadın üst yüzeyindeki Lokal Mach Sayısı 1.0’ın üzerindedir.

5 ŞEKİL 10-2

6

7 10.1.5 KUMANDA YÜZEYLERİ 10.1.6 HÜCUM AÇISI
Klasik menteşe yapısına sahip bir uçuş kumanda yüzeyi açıldığında kumanda yüzeyi tarafından üretilenden daha büyük bir aerodinamik kuvveti kumanda yüzeyinin önünde gerçekleşir. Kanatta şok dalgası meydana geldiğinde ise bu dalga nedeniyle basınç değişimleri ön tarafı etkilemediğinden yukarıdaki şartlar da kaybolmuş olur. Bundan dolayı açılmış olan uçuş kumanda yüzeyinin etkisi azalır. Şok dalgası firar kenarına ulaştığında ise kumanda etkisini daha da kaybeder. Bu göz önünde tutularak bu tip uçaklarda yatay kuyruk ve elevatör yapısı değiştirilmiştir. Bunların yerine komple elevatör gibi hareket eden yatay stabilizeler kullanılmıştır. Daha önce de bahsedildiği gibi transonik uçuşlarda kanat uçlarındaki eleronlar yerine roll spoilerler veya gövdeye yakın olan iç eleronlar kullanılır. Bunun bir sebebi yukarıdaki pragrafta bahsedilen mahzurları ortadan kaldırmak, diğer sebebi ise yüksek hızlarda kanat uçlarındaki eleronların kullanılmasının kanatların burulmasına neden olmasıdır. Bu burulma, hücum açısını düşürecek ve eleronun etkisini sıfırlayacak veya ters etkiye neden olacaktır. Şok dalgası kumanda yüzeyinin üzerinde gerçekleştiğinde kumanda yüzeyine hareket verilmesi dalgayı hareket ettirir ve bu, kumanda etrafıdaki aerodinamik kuvvetlerin büyüklüğünde ve pozisyonunda önemli oynamalara yol açar. Bunun sonucunda kumandalarda yüksek frekanslarda titreşimler meydana gelir. Transonik uçuşlarda kumanda yüzeyine hareket verebilmek için gerekli kuvvet artar. Bunun nedeni yüzeyin önünde gerçekleşen şok dalgalarının neden olduğu etkinin menteşe momentlerini değiştirmesidir. Bundan dolayı bu tür uçuşlar için tasarlanmış uçakların kumanda sisteminde güçlendirilmiş kumandalar kullanılması zorunludur. HÜCUM AÇISI Hücum açısının artırılması MCRIT Sayısını azaltır. Bunun nedeni hücum açısının artması durumunda kanat üzerindeki hava hızının artmasıdır. Manevralar esnasında efektif hücum açısı artar ve bu manevralar yüksek hızlarda yapılıyorsa MFS Sayısının altında bile şok dalgalarının oluşması mümkündür.

8

9

10

11

12

13

14 10.2.6 TRANSONİK HIZLARDA UÇUŞ KUMANDA YÜZEYLERİ
TRANSONİK PROFİLLER AİRFOİL KALINLIĞI Transonik uçuş alanındaki zorluklardan sakınabilmek için sesaltı hızların üst derecelerinde uçan uçakların Kritik Mach Sayısı’nın yüksek olması istenir. Kritik Mach Sayısı’nı artırmanın bir yöntemi kalınlık / kord oranının küçük olduğu airfoil dizaynıdır. Böylece üst yüzeyden geçen havanın ivmesi azaltılır. Kanat kamburunu azaltmanın ve maksimum kalınlığı kordun %50’sinde bulunmasının başka faydaları da vardır. Bu etki şok dalgalarının yoğunluğunu düşük tutmanın yanı sıra firar kenarına yakın bir bölgede gerçekleşmelerini de temin eder. Böylece kanat yüzeyi şok dalgasının arkasında kalan bölümdeki zıt basınç ortamından daha az etkilenir. Kalınlık / kord oranının airfoilin en kalın değerinin kord uzunluğuna oranı olduğunu ve yüzde ile ifade edildiğini hatırlayalım. İnce airfoil yapının dezavantajları esneme ve burulmaya daha fazla zemin oluşturmaları ve maksimum kaldırma katsayısının düşük olmasıdır. İnceliğinden dolayı kordu uzatacak ve düşük hızlardaki kaldırma kuvvetini artıracak bir firar kenarı flabının kanat içine yerleştirilemesi de zordur. Delta kanatlı uçaklardaki gibi uzun bir korda sahip olduğundan aynı kalınlık / kord oranında olmasına rağmen daha kalın kanatlar imal edilebilir. Ancak bu çeşit bir tasarımın hem yapısal imalat açısından hem de düşük hızlarda uçağın kumanda edilebilirliği açısından bazı sakıncaları vardır. Bu tip kanatlar genellik büyük hacimli yolcu uçakları için uygun değildir. Neticede kanatların kalkış ve iniş esnasında kullanılacak flapları içinde bulundurabileceği bir ve kalınlık / kord oranının maksimumda tutulduğu bir kanat dizaynına ihtiyaç vardır. Sesaltı uçaklarda genellikle maksimum Kritik Mach Sayısı 0.85’tir. şekilden de anlaşıldığı gibi bu, kalınlık / kord oranının %7.5 olduğu bir kanatta gerçekleştirilebilir. TRANSONİK HIZLARDA UÇUŞ KUMANDA YÜZEYLERİ

15

16 10.3.6 MACH ŞOKU 10.3.7 ŞOK SINIRI 10.3.8 MACH TRİM
Şok dalgasının ardındaki türbülanslı hava özellikle de yatay stabilizeyi etkiliyorsa ciddi sarsıntılara neden olabilir. Belirtiler stall esnasındaki şoklara çok benzediği için bu duruma şok stall’u da denir. Stall ile bu durum arasındaki en büyük fark stall’un aşırı hücum açısı durumunda meydana gelmesidir. Şok stall’unun gerçekleşmesi ise düşük hücum açılarında ve şok dalgalarının neden olduğu akım ayrılmasına bağlıdır. (şekil 9-3) ŞOK SINIRI Jet motorlu yolcu uçakları normalde düz uçuş hızlarında –ki bu hız MCRIT değerinin hemen altındadır- yüksek irtifada oldukları için hücum açısına bağlı olan stall hızı normal uçma hızına çık yakın bir değerdedir. Bazen iki hız değeri arasındaki fark 20 kts olabilir. Yüksek irtifada sıcaklık düşük olduğu için Lokal Ses Hızı da düşüktür. Bu durumda düz uçuştaki TAS da MCRIT’ye yakın bir değerdedir. Yüksek hücum açısının neden olduğu stall hızı ile şok stall hızlarının bir birine çok yakın olduğu bu aralığa şok sınırı denir. MACH TRİM Transonik uçuşlarda uçakta burun aşağı momentine neden olacak bir çok faktör vardır. Uçağın hızı MCRIT ve 1.0 Mach aralığında olduğun kanadın üst yüzeyindeki ve alt yüzeyindeki şok dalgaları aynı hizada gerçekleşmez. Alt yüzeydeki şok dalgası üsttekinden daha öndedir. Bu etki CP’yi arkaya taşır ve bir burun aşağı momenti üretir. Ok açılı kanatlarda şok dalgaları önce daha kalın bir yapıya sahip olan kanat köklerinde gerçekleşir. Bundan dolayı kanat köklerindeki kaldırma kuvveti kaybedilmiş olur ve CP kanat üzerinde dışa doğru kaydığı için ve ok açılarından dolayı her iki kanadın CP’sinin ortalaması da geriye kaymış olur. Yatay stabilize gelen aşağı sapma akımı da azaldığı için stabilize dengeleme etkisini kaybeder ve bu etkenler de bir araya geldiğinde burun aşağı momenti üretirler. Bu şekilde ortaya çıkan moment uçağın hem hız dengesini hem de boylam dengesini etkiler. Bu moment dengelenmezse burun aşağı hareketi hızı artıracaktır. Hızın artması kaldırma kuvvetini yani burun aşağı momentini artırır. Burun aşağı momenti hızı daha da artırır ve bu böyle devam eder. Hız dengesi ciddi biçimde kaybedildiği için süpersonik, transonik ve yüksek sesaltı hızlarda uçacak uçaklara Mach Trim Sistemi eklenmiştir. Mach Trim Sistemi tamamen otomatik olarak ve Mach Sayısı’nı baz alarak çalışır. Uçak belirli Mach değerlerinde uçarken beklenen burun aşağı momentini elevatör veya yatay stabilizeye vereceği burun yukarı momentiyle dengeler.

17

18 10.3.12 MACH KONİSİ 10.3.13 UÇAĞIN AĞIRLIĞI
Şok bir mermide olduğu gibi bir noktadan kaynaklanıyor ise şok dalgası üç boyutludur ve bir koni biçiminde yayılır. Eğer kaynak, kanadın hücum kenarı gibi düz bir çizgi ise bu koni bir kama şeklini alır. Her iki durumda da koni açısı Mach Açısı’nın iki katıdır. UÇAĞIN AĞIRLIĞI Şok dalgarının oluşma değeri ve MCRIT ve MMO gibi referans hızları uçağın ağrılığına göre değişiklik arzeder. Temel olarak ağırlık ne kadar fazla olursa her hangi bir hava hızında daha yüksek hücum açısı gerektiğinden referans hızları da düşmektedir. Demek oluyor ki, uçuş boyunca yakıt harcandığı için uçağın ağırlığı azalır, referans hızları artar. Bu da uçağın aerodinamik limitlerinin artması anlamına gelir. BASINÇ MERKEZİ (CP) Transonik uçuşlarda basınç merkezi (CP) kademeli olarak arkaya kayar. Genel olarak 0.75 Mach hızında kordun %20’sinde olan CP, Mach Sayısı 1.4 olduğunda kordun %50’sine ulaşır. Süpersonik uçuşta bu hareket devam eder ve bu etki ok açılı kanatların yapabileceği maksimum Mach Sayısı limitini belirleyen etkenlerden biridir. Bazı tasarım yöntemleri ile CP’nin arkaya hareketi azaltılabilir. Örneğin Concord’da CP’nin arkaya hareketi %8’e indirilmiştir. Ancak bu bile önemli bir mesafedir ve yakıt transferi yapılarak CG’nin arkaya kaydırılması yöntemi ile dengelenmek zorundadır.

19 TEŞEKKÜRLER…