NİŞANTAŞI ÜNİVERSİTESİ

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

1 NİŞANTAŞI ÜNİVERSİTESİ
YUGM204 UÇAK AERODİNAMİĞİ 11. HAFTA BÖLÜM 9/2 : DENGE Sivil Havacılık Yüksekokulu shyo.nisantasi.edu.tr

2 Sabit irtifa ve hızda uçmakta olan bir uçakta dört kuvvetin dengede olduğunu öğrenmiştik; kaldırma kuvveti, ağırlık, sürükleme kuvveti ve thrust. Aynı zamanda bu kuvvetlerin neden olduğu momentlerin toplamı da sıfırdır. Newton’un birinci kuralına göre bir cisim hareket ediyor veya duruyorsa dışarıdan bir kuvvet uygulanmadıkça o pozisyonunu muhafaza eder. Uçak da yukarıdaki şartlarda sabit hızla doğrusal bir hareket yapmaktadır. Denge kavramı bu durumdaki bir cisme dışarıdan uygulanan bir kuvvetin cismin pozisyonunu bozmasından sonra bu kuvvet ortadan kalktığında cismin nasıl hareket edeceğini tanımlar. Bu hareket iki şekilde olur; statik denge, cismin bir kuvvete maruz kalır kalmaz derhal göstereceği tepki, dinamik denge ise dengesinin bozulmasına bağlı olarak gösterdiği tepkidir. 9.1 STATİK DENGE Statik denge uçağın dengesi bozulur bozulmaz orijinal pozisyonuna dönme temayülüdür. Bu esnada gösterdiği tepki pozitif, negatif veya nötr olabilir. Dengesi bozulan cisim ilk pozisyonuna geri dönüyorsa buna pozitif denge, dış etkenin kendisine kazandırdığı yeni pozisyonu muhafaza ediyorsa nötr denge, etken ortadan kalktıktan sonra bile orijinal pozisyonundan sapmaya devam ediyorsa negatif denge kavramlarından söz edilir. Bir uçağın dengesi üç eksen etrafında bozulabilir, boylam ekseni, yatay eksen ve dikey eksen. Uçaktaki denge kavramı, uçağın pozisyonunda bir değişiklik olduğunda bu eksenlere göre göstereceği sapma veya denge noktasına geri dönme eğilimini ifade eder. Boylam ekseni etrafında roll hareketiyle sağlayacağı dengeye yatay denge (lateral stability), pitch hareketiyle yatay eksen etrafında sağlayacağı dengeye boylam dengesi (longitudinal stability), dikey eksen etrafında yapacağı yaw hareketiyle sağlayacağı dengeye ise yön dengesi (directional stability) denir. Bu tabirler şöyle de düşünülebilir: yatay ekseni yere paralel tutmaya çalışan dengeye yatay denge (roll hareketi), boylam eksenini yere paralel tutmaya başlayan dengeye boylam dengesi (pitch hareketi), uçağın burnunu gittiği yönde tutmaya çalışan dengeye yön dengesi denir. ŞEKİL 9-1

3 ŞEKİL 9-2

4 9.2 STATİK YÖN DENGESİ Uçak bir dış etken nedeniyle dikey eksen etrafında yaw hareketi yaparsa rudder’a kumanda verilmeden uçağın kendiliğinden orijinal pozisyonuna dönmesine statik yön dengesi denir. Yön dengesi pozitif olan bir uçak burnunu daima hava akımına doğru çevirmeye çalışır. Bundan dolayı buna rüzgar gülü dengesi de denir. Statik yön dengesini sağlamak için aşağıdaki yöntemler kullanılır: 1.CG’nin gövdenin önüne yakın olması 2.Dikey stabilize 3.Ventral kuyruk ve sırt kuyruğu 4.Ok açısı Uçak burnunu bir tarafa çevirdiğinde karşıdan gelen hava fileleri uçağın gövdesinin bir tarafını etkilemektedir. Şekilde gövdenin sağ tarafını etkilemektedir. CG’nin önündeki moment kolu CG’nin arkasındaki moment kolundan küçük ise uçak orijinal pozisyonuna geri döner. Bir başka deyişle CG ne kadar önde olursa uçağın statik yön dengesi de o kadar fazla olur. Bu dengeyi sağlayan etkenlerden biri de gövdenin arka tarafındaki bir dikey stabilizedir. Dikey stabilize simetrik bir airfoil şekildir. Herhangi bir nedenle uçak istemdışı olarak yaw hareketi yaparsa dikey stabilize hava akım doğrultusunda olmadığı için hava akımı ile stabilize arasında bir hücum açısı oluşur. Buna bağlı olarak dikey stabilizede bir yan kuvvet oluşur ve bu kuvvet uçağın burnunu tekrar hava akım doğrultusuna çevirmesine neden olur. Dikey stabilizenin alanı ne kadar genişse yön dengesi de o kadar yüksektir. Bir başka açıdan dikey stabilize CG’ye ne kadar uzaksa yön dengesi de o oranda fazladır. Yeterli bir yön dengesi için ya stabilize büyük olmalı veya stabilizenin CG’ye uzaklığı fazla olmalı. Söz gelimi Airbus ve -300 uçakları karşılaştırıldığında görülecektir ki A ’ün boyu 58.9 m iken A ’ün boyu 62.8 m’dir. Bundan dolayı A ’in dikey stabilizesi -300’den bir metre daha uzundur. ŞEKİL 9-3

5

6 ŞEKİL 9-5

7

8

9

10

11

12

13 ŞEKİL 9-12

14

15

16

17

18

19

20

21

22

23

24 9.4.2 ELEVATÖRÜN ETKİSİ 9.4.3 PITCH TRIM
Boylam dengesi ile ilgili olan yüzey elevatördür. Bazı uçaklarda ise hareketli yatay stabilizedir. Eğer kanatların hücum açısı artırılmak istenirse boylam dengesi nedeniyle uçak buna burun aşağı momentiyle cevap verecektir. Artırılmış hücum açısı korunarak uçulmak isteniyorsa elevatörlerle temin edilecek burun yukarı momenti burun aşağı momentini karşılayacaktır. Bunu sağlamak için elevatörler yukarı doğru açılarak yatay stabilizenin kamburu değiştirilir ve bu da burun yukarı momentini artırır. Bu daha yüksek bir hücum açısı için yeni bir trim noktasıdır. Hücum açısının artırılması ise ters kumandayı gerektirir. Hücum açısının değiştirilmesi amacıyla elevatörlere kumanda verilmesi genellikle uçağın boylam dengesini değiştirmez. Şekil 8-8’den de anlaşılacağı gibi elevatörün değişik açılarında trim noktası değişmekte ancak CM-CL eğrisinin eğimi değişmemektedir. Hücum açısı (yani CL)arttığında burun yukarı momenti azalmaktadır. Elevatör açısının 0 olduğu trim noktasına bakalım. Uçak dengede ve düz uçuşta iken CL değerinde bir artış olursa A eğrisinden dolayı burun yukarı momenti azalacak ve burun aşağı yapacaktır. Ancak buna karşılık elevatör örneğin 10º yukarı açılarak tekrar dengenin sağlanması mümkün olacaktır. Bu durumda trim noktası CL’in daha yüksek bir değerinde gerçekleşmiş ve uçak tırmanma trendine girmiştir. Elevatörün her bir açısında boylam dengesi aynı ancak trim noktasındaki CL değeri farklıdır. 9.4.3 PITCH TRIM Dengeli bir uçakta CL’deki bir artış burun aşağı momente neden olacaktır. Bu durumda elevatörler yatay stabilizedeki kaldırma kuvvetini artırmak için yukarı doğru açılmalıdır. Böylece yeni trim noktasında denge sağlanmış olur. Bu hareket sırasında elevatördeki menteşe momenti lövyeyi nötr noktasına zorlayacağından elevatördeki trim tab’e kumanda verilerek bu yük alınabilir. Bundan dolayı CL değerindeki bir artış trim tab’te aynı oranda bir artışı gerektirmektedir. Kimi uçaklarda (çoğu büyük yolcu uçakları gibi) elevatöre trim verilmez. Bunun yerine yatay stabilizeye trim verilerek yatay stabilizenin hücum açısı dolayısıyla burada üretilen burun yukarı momentinin değeri değiştirilir. Pistte koştuktan sonra kalkış rotasyonundaki bir uçağı düşünelim. Pilot lövyeyi geri çekerek elevatörleri yukarı açmış ve uçağa burun yukarı hareketi yaptırmıştır. Bu esnada kanatların hücum açısı arttığından CL artmış ve uçak tırmanmaya başlamıştır. Pilot lövyeyi nötr konuma getirdiği anda elevatörler nötr olacak ve boylam dengesi nedeniyle uçak yavaşça burnunu aşağı indirip düz uçuşa geçmeye çalışacaktır. Elevatörlere kumanda vererek tırmanırsa diyelim ki bir saat boyunca tırmanacak bir uçakta pilot bir saat boyunca lövyeyi nötr konuma çekmek isteyen suni hissetme gücünü yenerek uçmak zorunda kalacaktır. Oysa ki tırmanma başladıktan sonra yatay stabilizeye (veya elevatöre) trim vererek burun yukarı momentini burun aşağı momentini karşılayacak şekilde artırabilir ve lövyeyi nötrde tutmasına rağmen tırmanma trendi yakalayabilir.

25 9.4.6 KONFİGÜRASYONUN ETKİSİ
9.4.4 GÖVDENİN ETKİSİ Uçak gövdesinin sahip olduğu aerodinamik merkez kanatlardakinden ileride ise toplam aerodinamik merkez noktası öne kaymış demektir. Bu da izafi olarak CG’nin arkaya kayması dolayısıyla boylam dengesinin azalması anlamına gelir. 9.4.5 AŞAĞI SAPMANIN ETKİSİ Hücum açısının artması kanadın firar kenarındaki aşağı sağmayı artıracaktır. Buna bağlı olarak efektik hücum açısı azalacağından kaldırma kuvvetinde bir azalma söz konusu olacaktır. Dolayısıyla yatay stabilize tarafından dengelenmesi gereken moment daha düşük olacaktır. Neticede statik boylam dengesi azalmış olur. Kuyruktaki aşağı sağmayı değiştirecek herhangi bir faktör kuyruğun dengeye olan katkısını da etkileyecektir. Firar kenarı flaplarının açılması ve kanat kamburunun artırılması bu faktörler arasında sayılabilir. Aynı zamanda firar kenarı flaplarının açılması CP’yi arkaya doğru kaydıracak ve burun aşağı momentine sebep olacaktır. 9.4.6 KONFİGÜRASYONUN ETKİSİ İniş takımlarının açılması sürükleme kuvveti vektörünün aşağı kaymasına neden olur. Aynı zamanda thrust da CG hizasında değilse motorlara verilen gaz miktarı da uçağın pitch momentlerini etkiler. Motorları kanat seviyesinin altında olan uçaklarda motorlara gaz verilmesi burun yukarı momenti doğurur. 9.4.7 HIZ VE ELEVATÖR POZİSYONU CL değeri diğer etkenlerle beraber dinamik basınca da (IAS) bağlıdır. Düşük hızlarda yeterli kaldırma kuvvetinin temin edilebilmesi için elevatörlere veya pitch trime kumanda verilerek hücum açısı artırılırken hız arttıkça kaldırma kuvveti de artacağı için hücum açısı kademeli olarak düşürülerek kaldırma kuvvetinin sabit kalması sağlanır. Ancak düşük hızda iken flaplar açılarak CL değeri artırılırsa elevatöre verilmesi gereken kumanda azalır.

26 ŞEKİL 9-22

27

28

29 ŞEKİL 9-26

30 9.6 DİNAMİK BOYLAM DENGESİ
Bir uçak trim verildiği pozisyonundan sapacak bir pitch kumandası aldığında başlangıçtaki pozisyonu etrafında salınım yapar. Uçak pozitif dinamik bir dengeye sahipse yatay stabilizenin damp etkisiyle bu salınım zamanla azalacak ve ortadan kalkacaktır. Bu salınım yüksek frekanslı ve kısa süreli veya düşük frenkslı ama uzun süreli olabilir. İkinci salınım phugoid diye bilinir ve bu salınımda hücum açısının değişmesiyle uçağın hem hızında hem de irtifasında osilasyon gerçekleşir. Örneğin uçağın hızını artıracak bir dış etken gerçekleşirse sürükleme kuvvetinde bir artış olacak ve uçağın hızını geri düşürecektir (hız dengesi). Ancak bu arada uçağın hızı arttığı için kaldırma kuvvetine bağlı olarak irtifası da artar ve bu tırmanma esnasında uçağın hızı ilk değerinden daha aşağılara düşer. Bunun neticesinde uçak tekrar irtifa kaybetmeye başlar. Böylece irtifanın artıp hızın düşmesi ve peşinden irtifanın azalıp hızın artması sonucunda uzun süreli bir osilasyon yaşanır. Yatay stabilize tarafından düzeltilen phugoid salınımının periyodu uçağın sürükleme karakteristiğine bağlıdır. Günümüzdeki sürükleme kuvveti düşük olan bazı jet motorlu uçaklarda phugoid salınımı sıkça görülmekte ancak bu salınım uzun periyotlu olduğu için kolaylıkla düzeltilebilmektedir. Kısa periyotlu salınımlarda frekans yüksek olduğu için uçağın yük faktöründe büyük değişiklikler olmasına karşın hız ve irtifasında ciddi bir etkilenme olmamaktadır. Bu tip bir salınımda hücum açısında dolayısıyla kaldırma kuvvetinde değişiklik olur bu da pitch momentlerinin dengesini bozar. Uçağın dinamik dengesi negatif ise bu tip bir salınımı gidermek amacıyla pilotların vermesi gereken kumanda osilasyonun hangi fazında olduğuna bağlı olarak sürekli değişmektedir. Ayrıca bu salınım düşük periyotlu olduğundan pilotların vereceği kumanda gerek pilotların kumandasındaki gerekse kumanda sistemindeki gecikmeden dolayı tam zamanında gerçekleşemez ve bu da salınımı artıracak yönde etkili olur. Bu salınımların genliği kısa sürede uçak için tehlikeli değerlere ulaşabilir ve bu durum daha çok (düşük irtifa + yüksek hız gibi) yüksek dinamik basıncın söz konusu olduğu uçuş şartlarında gözlemlenir. Bu tip osilasyon gerçekleşmişse şartlar kontrol edilmeli ve salınımdan kurtulabilmek için uçağın dinamik dengesini sağlayacak biçimde uçuş şartları değiştirilmelidir. Osilasyona neden olan atmosferik koşulların ortadan kalkması uçağın bu salınımda kurtulması için tek yoldur.

31 9.7 DİNAMİK YATAY DENGE 9.8 SPİRAL DENGESİZLİK 9.7.1 ROLL DAMPING
Uçağın yatay hareketi üç bileşenden oluşur; yana kayma, roll ve yaw. Üçü de aynı anda gerçekleşse bile birbirinden ayrı olarak değerlendirilmelidir çünkü bunların sebep olduğu toplam aerodinamik etkiler herbirinin kuvvetine bağlıdır. 9.7.1 ROLL DAMPING Roll hareketi başlangıçta sadece hücum açısını etkiler ve Statik Yatay Denge konusunda da bahsedildiği gibi çabucak düzeltilir. 9.8 SPİRAL DENGESİZLİK Kanatlardan biri düşerse (uçak yatış yaparsa) dikey kuyruk alanı, dihedral açı, üst kanat gibi etkenlerin oluşturduğu düzeltme kuvvetinin büyüklüğü uçağın yatay denge seviyesini belirler. Ancak dikey ve ventral kuyruk uçağın yattığı tarafa doğru yaw momenti üretir. Yüksekte kalan kanat yaw hareketinden dolayı daha hızlı hareket etmekte ve içteki kanattan daha fazla bir kaldırma kuvveti üretmektedir. Bu ise uçağın orijinal pozisyonunu bozan roll momentine katkıda bulunmakta ve düzeltici kuvvetlere karşı koymaktadır. Hatta çoğunlukla bu kuvvetlerden daha güçlüdür. Bu ise uçağın daha fazla yatmasına neden olur. Yukarıdaki şartlar gerçekleşirse uçak dik bir dalışla dönerek irtifa kaybetmeye başlar. Buna spiral dalış da denir. Bu durum uçağın spiral dengesizliğinin bir sonucudur ve bir uçakta yön dengesi yatay dengeden fazla ise bu uçakta spiral dengesizlik vardır. Roll ve yaw hareketleri roll ve yaw damping sistemleri vasıtasıyla azaltılır böylece spiral dalış yavaş yavaş ortadan kaldırılabilir. Dikey kuyruk alanının azaltılması ve yön dengesinin azaltılması spiral dengesizliği de azaltır. Spiral dengesizlik bir çok uçakta görülmektedir ancak uçuş kumanda yüzeylerine kumanda verilmesiyle kolayca ortadan kaldırılabilmektedir. Yine de eğer düzeltilmezse spiral dalış devam eder ve uçak burun aşağı verdiği için hız artar, yatış açısı artar ve irtifa kaybedilir.

32 9.9 DUTCH ROLL Dutch roll hareketi yaw ve roll hareketlerinin kombinasyonundan oluşur ve bütün ok açılı kanatlara sahip uçaklarda görülen yaygın bir problemdir. Uçak bir yan rüzgar aldığında ilk yapacağı hareket yaw’dur. Yaw hareketinin ikinci etkisi roll’dur. Bunun nedeni sola yaw hareketi yapıldığında sol kanattaki hava hızının azalması ve kaldırma kuvvetinin düşmesidir. Sağ kanatta ise tersine hız artmakta ve kaldırma kuvveti de artmaktadır. Kanatlardaki ok açısı ise açıklık oranındaki artıştan dolayı bu etkiyi artırmaktadır. Bu aşamada öndeki kanadın hem kaldırma kuvveti artarken sürükleme kuvveti de artmaktadır. Ancak kaldırma kuvvetindeki artış daha fazladır. Bu özellik kanatların yatay dengesini azaltır ve bundan dolayı da yana kayma gerçekleşir. Dolayısıyla uçak öncelikle yatay dengeyi sağlamaya çalışır. Ardından uçak yatay dengeye ulaşmadan yön dengesi sağlanmaya çalışır ve bunu sonucunda ardarda hem roll hem yaw salınımı gerçekleşirse bu duruma Dutch Roll denir. Eğer bu salınım hiçbir kumanda vermeden kendiliğinden ortadan kalkıyorsa dengeli Dutch Roll’den söz edilir. Ama salınımların genliği gittikçe artmakta ise bu durumda uçakta dengesizlik vardır. Dutch Roll’ü manuel olarak engellemek zordur ve kumandalar roll ve yaw hareketlerine uygun fazlarda verilmezse salınım tehlikeli ölçülerde artabilir. Dutch Roll’ü doğuran etken yatay dengenin yön dengesinden fazla olmasıdır. Bundan dolayı kanatlardaki yatış çabucak düzeltilir ama uçak burnunu kayma yönünde düzeltme temayülü göstermez veya az gösterir. Dutch Roll’ü engellemek için yön dengesini artırılması gerekir. Bu amaçla dikey stabilizenin alanı artırılabilir. Ancak bu sürükleme ve ağırlığı artıracaktır. Bu sorun modern jet uçaklarında Yaw Damper adı verilen özel bir sistemle çözülmüştür. ŞEKİL 9-27

33

34 ŞEKİL 9-28

35 9.13 İRTİFANIN DENGE ÜZERİNDE ETKİSİ
9.11 ROLL DAMPER Yaw damperlere ek olarak bazı uçaklarda gyrolar tarafından kontrol edilen ve eleron veya spoilerlere kumanda vererek roll hareketini düzelten Roll damperler de vardır. Bunlar daha çok türbülans şartlarında faydalı olmakla beraber Dutch Roll’ün önlenmesinde de yardımcı olurlar. 9.12 ASİMETRİK ETKİ Uçağın dış bir etkene maruz kalması sırasında motorlarda veya sürükleme kuvvetinde bir asimetri var ise uçağın dengesi azalacaktır. Asimetri bir kanadın ucunda stall meydana gelmesine neden olabilir. Bu ise uçağı spiral dalışa götürecek roll ve yaw hareketlerini neden olabilir. Bu konu Stall bölümünde ayrıntılı olarak açıklanmıştır. Birden fazla motorlu bir uçakta bir motorun arızalanması thrust ve sürükleme kuvvetlerindeki dengesizlikten dolayı uçağı arızalı motor tarafına doğru bir yaw momenti doğuracaktır. Uçak ters tarafa doğru kayacağından yüksek yatay denge nedeniyle arızalı motor tarafına doğru yatacaktır. Motorlarda yüksek takat var ve uçağın hızı düşükse (kalkış fazında olduğu gibi) eleronlara yüksek açılarda kumanda edilmesi kanadın daha da yatmasına neden olur. Motor arızasından kaynaklanan yaw momenti rudder’a kumanda verilmesi ile engellenir. 9.13 İRTİFANIN DENGE ÜZERİNDE ETKİSİ İrtifanın artmasıyla hava yoğunluğundaki azalma nedeniyle aerodinamik kuvvetlerde de azalma olur. Boylam dengesi için kullanılan ve yatay stabilize tarafından üretilen pitch momenti, dikey kuyruk tarafından üretilen ve yön dengesi için kullanılan yaw momenti, aşağı ve yukarı hareket eden kanatlardaki kaldırma kuvvetinin oluşturduğu ve yatay denge için kullanılan roll momenti dinamik basınçla doğru orantılı ve TAS ile ters orantılıdır. İrtifa arttıkça aynı EAS değeri için TAS da artar ve dengeleme etkileri azalır. İrtifanın artmasıyla yön dengesinde yatay dengeden daha yüksek bir oranda azalma görülür. Daha önce de bahsedildiği gibi yatay dengenin yön dengesinden fazla olması Dutch Roll hareketine zemin hazırladığından yüksek irtifalarda uçağın Dutch Roll yapma eğilimi spiral dalış yapma eğiliminden fazladır..

36 TEŞEKKÜRLER…