Krilo

Iz Vikipedije, slobodne enciklopedije
Idi na: navigaciju, pretragu
Galeb sa raširenim krilom.

Krilo je telo u obliku tanke ploče promenljive debljine, saglasno zakonima aerodinamike. Služi za stvaranje sile uzgona, pri kretanju kroz fluid. Poseduju ga ptice, insekti, kao i neke druge životinje koje lete, ali i veštačke leteće naprave. Kod životinja predstavlja organ, a kod letelica je sa projektom integrisano u funkcionalnu celinu.

Potreban uzgon za zadati let, definiše geometriju krila letelice, koja je blisko povezana i međusobno uticajna sa svima aerodinamičkim karakteristikama. Metode optimizacije oblika i integracije krila letelica su veoma složene, kako numeričke, tako i eksperimentalne u letu i u aerotunelima.

Projekat, dimenzionisanje i ispitivanje strukture krila su dominantne faze razvoja, za smanjenje rizika prvog leta aviona, prototipa i za uspeh celog projekta.

Pored primarne uloge krila, da se s njim stvara uzgon, u njegovu se zapreminu često ugrađuju glavne noge stajnih organa, rezervoari goriva i deo opreme aviona.

Krilo aviona Erbas A319-100, u konfiguraciji za sletanje.

Sa njegove spoljnje strane se, kod velikih putničkih i transportnih aviona, ugrađuju gondole za motore, a kod borbenih se podvešava bombardersko i raketno naoružanje, kao i dopunski rezervoari za gorivo.[1]

Korišćeni pojmovi i oznake [2][uredi]

Osnovne geometrijske karakteristike krila.
[s] vreme
[kg] masa
[m/s²] ubrzanje zemljine teže (gravitacija)
[m/s] brzina neporemećene struje vazduha
[kg/m³] gustina
[°] napadni ugao
[–] kritični Mahov broj
[–] kritični Mahov broj strelastog krila
[–] kritični Mahov broj pravougaonog krila
[°] nulti napadni ugao
[m] razmah krila
[m] tetiva aeroprofila
[m] srednja geometrijska tetiva krila [a]
[m] debljina aeroprofila
[m²] površina krila
[–] vitkost krila
[–] relativna debljina aeroprofila
[°] ugao strele na 0,25% krila [b]
[°] ugao strele napadne ivice krila
[°] ugao dijedra krila

Geometrijske i aerodinamičke karakteristike krila[uredi]

Geometrija krila[uredi]

Karakteristike aeroprofila.

Krilo karakterišu uočljivi delovi:

  • Aeroprofil je oblik površine koja se dobija presekom krila sa normalnom ravni u pravcu leta.
  • Napadna ivica se poklapa s linijom, koja povezuje najisturenije (prednje) tačke aeroprofila duž razmaha krila. Kod pravougaonog krila je napadna ivica iste dužine kao i razmah.
  • Izlazna ivica se poklapa s linijom koja povezuje poslednje (završne) tačke aeroprofila duž razmaha krila.
  • Donjaka je površina donjeg omotača krila, ograničenog s napadnom i sa izlaznom ivicom.
  • Gornjaka je površina gornjeg omotača krila, na isti način ograničena kao i donjaka.

Najjednostavniji je pravougaoni oblik krila. Kod njega su, ako nema konstrukcionog vitoperenja, svi aeroprofili identični. Aeroprofil definiše oblik njegove srednje linije i raspodela debljine duž nje. Srednja linija spaja tačke koje predstavljaju sredinu između ordinata gornjake i donjake aeroprofila, duž apcise. Najkraće rastojanje između krajnjih tačaka srednje linije je tetiva aeroprofila. Kod simetričnih aeroprofila se srednja linija poklapa sa tetivom. Aeroprofil se projektuje, za zadati dijapazon brzina, po kriterijumu obezbeđenja zahtevanog uzgona, pri minimalnom otporu. U podzvučnoj oblasti brzina, najdominantiji uticaj na otpor ima trenje, dok je u krozvučnoj i nadzvučnoj oblasti najveći talasni otpor. Za podzvučne brzine su najčešće asimetrični aeroprofili, tada je veća krivina gornjake od donjake. U ovim uslovima se koriste i veće relativne debljine. Za krozvučne i nadzvučne brzine su simetrični aeroprofili i manjih su relativnih debljina. Na osnovu teorije i eksperimenata, proizilazi da na koeficijent uzgona ima veći uticaj zakrivljenost srednje linije od debljine aeroprofila.[3][4][5]

Oblik krila u planu[uredi]

Primenjivan oblik krila kod aviona varira od uslovnjenosti postavljenih prioriteta kriterijuma, u procesu optimzacije. Prioriteti mogu biti vezani za performanse leta, laku i jeftinu konstrukciju i proizvodnju strukture, visoku statičku i dinamičku čvrstoću i krutost strukture, jednostavnu eksploataciju itd.

Wing angles.jpg
  • Pravougaono krilo je najjednostavnije, a ujedno je i nalakše za projekat dokumentacije i proizvodnju strukture. Koristi se za jeftinije i jednostavnije avione, s malim brzinama leta. Kod njega se obično ponavlja isti aeroprofil duž razmaha krila, bez ikakvog vitoperenja.
  • 1- Trapezno krilo je često primenjivano kod jednostavnijih aviona, s podzvučnim brzinama leta. Optimalnije je od trapeznog, u domenu aerodinamike i čvrstoće strukture. Aerodinamički ima povoljniju raspodelu pritiska duž razmaha, a sa aspekta čvrstoće veću korenu tetivu, pa i veću apsolutnu debljinu aeroprofila, u tome preseku krila. Povoljnija raspodela pritiska ima za posledicu manji krak sile uzgona, pa i manji moment savijanja krila, u korenom preseku. Veća apsolutna debljina korenog aeroprofila obezbeđuje veći otporni moment strukture, u tome preseku. Obe ove povoljnosti olakšavaju rešenje za potrebnu čvrstoću krila, s manjom masom strukture. Ovakvo krilo se često geometrijski i aerodinamički vitoperi.
  • 2- Strelasto krilo, s uglom strele unazad, koristi se kod aviona koji lete u krozvočnoj i nadzvučnoj oblasti brzina. Sa krilom, ovakvog oblika, se pomera pojava lokalnih udarnih talasa na veće krozvučne brznine leta, povećava se kritični Mahov broj, s čime se smanjuje talasni otpor. Sa ovim oblikom krila se značajno smanjuje gradijent uzgona, što narušava performanse u podzvučnom letu.
X-29, eksperimentalni avion, strela krila unapred.
  • 3- Strelasto krilo, s uglom strele unapred, daje bolje aerodinamičke karakteristike od prethodne konfiguracije. Dinamička krutost stukture ovakvog krila se teže rešava. Veća je opasnost od pojave nestabilnosti strukture (flatera). Ova je konfiguracija ispitana na američkom eksperimentalnom avionu X-29 (slika desno) i ruskom S-37.
  • 4- Delta krilo ima dobre aerodinamičke karakteristike u nadzvučnoj oblasti brzina. Mali mu je talasni otpor, ali je zato malog gradijenta uzgona i s njim su velike brzine poletanja i sletanja. Ove negativne osobine su značajno prevaziđene sa savremenim konfiguracijama, s blisko spregnutim kanarom i sa veštačkom uzdužnom stabilnošću. Sa delta krilom se dobijaju velike tetive u korenu krila, a s time i veće apsolutne debljine aeroprofila u tome preseku. To obezbeđuje olakšano rešavanje čvrstoće i krutosti strukture krila, a i značajan prostor za smeštaj glavnih nogu i rezervoara za gorivo.
Ugao strele krila.
  • 5- Krilo promenljivog ugla strele, unazad je pomirljivo rešenje za aerodinamiku krila u podzvučnoj, krozvučnoj i nadzvučnoj oblasti brzina, dok je teško rešenje sa aspekta konstrukcije i proizvodnje njegove strukture. U jednom periodu istorije vazduhoplovstva se smatralo da ta koncepcija ima perspektivu za dugotrajniju primenu. U tome periodu su izgrađeni poznati avioni, u toj koncepciji, kao: MiG-23, Su-24, F-111, F-14 tomket itd. Na savremenijim avionima, četvrte i pete generacije je to demantovano. Oni su razvijani s fiksnim krilom, integralno optimiziranom ukupnom konfiguracijom, za uslove cele korišćene oblasti brzina leta (primenjeno je tzv trisonično krilo).
  • 6- Krilo promenljivog ugla strele, kombinovano, unazad-unapred je ideja koja nije zaživela u primeni. Kod ove konfiguracije se celo krilo zakreće, tako da jedno polukrilo ima efekat ugla strele unapred, a drugo unazad. Ova ideja ima strukturalne povoljnosti za lakše razrešenje čvrstoće i mehanizma pogona promene ugla strele, ali u ostalim oblastima bi nastali novi problemi. Ova koncepcija ruši karakteristiku simetričnosti aviona, u odnosu na ravan simetrije.

Ugao strele krila[uredi]

Veličina ugla strele krila je upravno proporcionalna vrednosti projektnog Mahovog broja, koji je ekvivalent zadatoj brzini leta aviona. Sa uglom strele krila se razlaže vektor brzine strujnice vazduha, na dve komponente. Jedna komponenta ima pravac prema kraju, niz krilo, a druga je normalna na nju. Druga komponenta je u pravcu aeroprofila. Intenzitet ove druge komponente je daleko veći i ona je merodavna za pojavu lokalnih udarnih talasa. S porastom ugla strele ovoj komponenti intenzitet opada i tako se odlaže pojava udarnih talasa, to jest povećava se kritični Mahov broj leta ().

Ova dva pojma su teoretski povezana s izrazom:

Empiriska zavisnost, ova dva pojma, dobijena na osnovu aerotunelskih ispitivanja, je:

Za lakše razumevanje fizičke povezanosti kritičnog Mahovog broja i ugla strele krila pogodno je analizirati granične slučajeve, kada je ugao strele jednak nuli i devedeset stepeni. Prvi granični slučaj se ostvaruje s pravougaonim krilom (Φ = 0°), tada se vektor brzine strujnice vazduha ne razlaže na komponente. To jest komponenta niz krilo je jednaka nuli. Tada je talasni otpor maksimalan, vezan je za dotične karakteristike aeroprofila. Drugi slučaj je hipotetičan, kada je ugao strele krila Φ = 90°. Tada krilo faktički i ne postoji, te ni talasni otpor na njemu.[6]

Dijedar 3.svg

Ugao diedra krila[uredi]

Ugao diedra je između normalne ravni na ravan simetrije i tetivne ravni (poklapa se sa ravni u kojoj je srednja geometrijska tetiva). Ugao diedra može da bude pozitivan, kao što je prikazano na slici desno, a i suprotno, negativan. Pozitivan ugao diedra deluje stabilizujuće na bočni udar vetra a negativan destabilizujuće. Stabilizujuće znači da nagib krila generiše moment valjanja koji ga ispravlja. Negativan se često postavlja zbog poboljšane (lakše) bočne upravljivosti s avionom. Primeri su MiG-29 i MiG-15. Isto tako se često koriste kod visokokrilaca, zbog smanjenja međusobnog kuplovanja (mešanja) između valjanja i skretanja aviona. Primeri su avioni Alfa džet i Harijer.[5]

Aerodinamika krila beskonačne vitkosti[uredi]

Najjednostavniji model objašnjenja pojave uzgona pri opstrujavanju aeroprofila s vazduhom, ako se u tome procesu uslovno zanemari pojava otpora. Prema simulaciji strujanja vazduha na slici desno, uočava se da je veća brzina čestice preko gornjake, u odnosu na česticu ispod donjake. Fizički je to jasno, pošto je put preko gornjake duži (veća je krivina), a obe čestice vazduha imaju fizičku zakonitost da zajeno stignu u krajnju tačku aeroprofila.

Simulacija strujanja vazduha oko aeroprofila.

Brzina strujanja je obrnuto proporcionalna prečniku zakrivljenosti aeroprofila. Ovaj tip strujanja se naziva potencijalno ili vezani vrtlog. Po Bernulijovoj jednačini (održanja energije), s porastom brzine statički pritisak fluida opada. Znači, na osnovu te fizikalnosti, veći je statički pritisak ispod donjake nego iznad gornjake. Ta razlika pritiska stvara silu potiska, od donjake prema gornjaci. Ta je sila uzgon. Ako se zamisli pravougaono krilo beskonačne vitkosti, to jest s beskonačnim razmahom, onda se beskonačno puta ponavljaju aeroprofili, sa identičnom geometrijom i aerodinamikom, duž razmaha krila. U tome slučaju, u aerodinamici se takvo strujavanje naziva dvodimenzionalno (ravansko). Iz tih razloga se smatra da su aredinamički koeficijenti istovetni za izolovan aeroprofil i za krilo beskonačne vitkosti, s tim aeroprofilom duž razmaha.

Uticaj krajeva na opstrujavanje oko krila.

U aerotunelima se simulira beskonačna vitkost (), odnosno ispituju se aeroprofili, postavljanjem većih graničnih ploča na krajeve krila.[7][4]

Aerodinamika krila konačne vitkosti[uredi]

Realna krila na letelicama su konačnog razmaha, oko kojih je trodimenzionalno strujanje, s uticajem krajeva. Matematičku analizu uticaja krajeva krila je dao Ludvig Prantl (Prantl), još 1918. godine.

Na slici je ilustrovan uticaj krajeva na ukupno opstrujavanje krila. Pošto je pritisak ispod donjake veći, u odnosu na pritisak iznad gornjake, na krajevima krila postoji težnja njihovog izjednačavanja i to najkraćim putem. Taj proces izjednačavanja pritiska se nastavlja i iza krila, u brazdama, u obliku dva slobodna vrtloga.

Smanjenje slobodnih vrtloga s graničnim pločama.

Ti vrtlozi se mogu simulirti u dimnom aerotunelu, a i uočljivi su pri letu aviona kroz sredinu gde su ispunjeni uslovi za kondezaciju vazduha. Slobodni vrtlozi smanjuju uzgon krila, što indukuje dopunski otpor. Iz tih razloga se uticaj krajeva krila, odnosno uticaj vitkosti, meri u aerodinamici s intenzitetom indukovanog otpora. U cilju smanjenja ovog štetnog uticaja krajeva krila, konstruktori aviona pribegavaju različitim kombinovanim metodama. Najčešće se primenjuju, ugradnja graničnih ploča i aerodinamičko i geometrisko vitoperenje aeroprofila, prema krajevima krila. Geometrijsko vitoperenje je kada se aeroprofili kontinualno zakreću, tako što im se smanjuje napadni ugao duž razmaha krila. Najmanji je napadni ugao aeroprofila na kraju krila. Aerodinamičko vitoperenje je kada se ta promena vrši sa kontinualnim smanjivanjem krivine i debljine aeroprofila, prema kraju krila.

Sistem vezanih i slobodnih vrtloga.

Sa geometriskim i aerodinamičkim vitoperenjem se postiže da je aeroprofil na kraju krila, u odnosu na ostale, na najmanjem napadnom uglu i najmanje je relativne debljine i krivine srednje linije. Sa ovim merama vitoperenja aeroprofila, menja se raspodela pritiska duž razmaha krila, tako da razlika između njegove vrednosti na gornjaci i donjaci opada, prema krajevima krila. Najmanja razlika pritiska je na samom kraju krila, s čime se smanjuje prelivanje vazduha, odnosno smanjuju se slobodni vrtlozi. Na osnovu potencijalnog strujanja (vezanih vrtloga) oko aeroprofila i slobodnih vrtloga na krajevima krila, aerodinamički se može definisati krilo kao sistem vezanih i slobodnih vrtloga (ilustrovano na slici desno). Prantl je, u svome pojednostavljenju, pretpostavio da slobodni vrtlozi idu po pravoj liniji, paralelno s putanjom čestica vazduha u neporemećenoj struji.[3][4][8]

Mehanizacija 2.svg

Mehanizacija krila[uredi]

U vazduhoplovstvu je terminološki ustaljen naziv mehanizacija krila, za sva pomagala na krilu, koja služe za upravljanje s uzgonom (izmena intenziteta). U tu grupu prvensveno spadaju delovi površina s uređajima za povećanje uzgona, za povećanje kritičnog napadnog ugla i za diferencijaciju uzgona između levog i desnog polukrila. Za ove potrebe služe delovi pokretnih površina na krilu. U drugu grupu spadaju nepokretne dodatne površine, u cilju poboljšanja strujanja vazduha oko krila.

Za bezbedno poletanje i sletanje aviona potrebne su male brzine, a prema aerodinamičkoj definiciji, smanjenje brzine je posledica povećanja koeficijenta uzgona, znači za to je potreban što je moguće veći .

Savršena prirodna „mehanizacija“ krila za vrhunsko upravljanje sa uzgonom.

je moguće povećati sa zakrilcima i pretkrilcima kao što je ilustrovano na slici desno.[9]

Krilca[uredi]

Krilca su delovi površine krila, male tetive, smeštenim da naležu na izlazne ivice, bliže krajeva, na oba polukrila. Na velikim putničkim avionima se i udvajaju sa smeštajem dopunskog para, na polovini razmaha polukrila. Krilca se diferencijalno otklanjaju i na taj način simultano na jednom polukrilu povećavaju uzgon, a na drugom smanjuju. Rezultat toga je stvaranje momenta valjanja aviona oko uzdužne ose. Upravljanje s krilcima je u domenu sistema komandi leta. Par krilaca na krajevima razmaha krila služi za upravljanje na malim brinama (pošto su na velikom kraku), a sa krilcima na polurazmahu se upravlja avionom na velikim brzinama. Obe vrste krilaca su prikazane na slici gore, desno. [10]

Zakrilca[uredi]

Koeficijent uzgona u funkciji napadnog ugla, pri sve uvučeno, izvučena samo pretkrilca, izvučena sam zakrilca i pri izvučena pretkrilca i zakrilca.

Zakrilca služe za povećanje uzgona pri poletanju i sletanju aviona. Sačinjavaju ih delovi površine ispred izlazne ivice, od korenih delova polukrila sve do krilaca (prikazano gore, desno). Zakrica se simultano, simetrično otklanjaju na oba polukrila. Pri otklanjanju se po kulisama pomeraju unazad, tako da se između fiksnog dela krila i nosnog dela zakrilca formira protočni kanal za dopunsku energiju opstrujavanja gornjake. Sa izvučenim zakrilcima se kriva uzgona pomera ulevo, to jest i pri povećanju maksimalnog uzgona smanjuje se kritični napadni ugao (slika gore desno). Najčeći je slučaj da se zakrilca otklanjaju na dve ugaone vrednosti, manja za poletanje i veća za sletanje. Kod velikih putničkih i transpornih aviona se zakrilca kontinualno otklanjaju, tako da pilot bira vrednosti prema potrebi, pri smanjenju visine leta, u prilazu za sletanje. [11]

Pretkrilca[uredi]

Pretkrilca su deo površine, male tetive aeroprofila profilisanog u sklopu krila, u zoni napadne ivice (prikazano gore, desno). Sa svojim izvlačenjem pretkrilca stvaraju, sa fiksnim delom krila, protočni kanal. Vazduh koji protiče kroz taj kanal daje dodatnu energiju opstrujavanju gornjake krila, ubrzavajući strujnice i povijajući ih na dole. Na taj način se sprečava njihovo odvajanje od površine gornjake krila, to jest kontroliše se granični sloj. Na ovaj način se povećava maksimalni koeficijent uzgona sa povećanjem kritičnog napadnog ugla (ugla otcepljenja vazdušnih strujnica). Kod jeftinijih i jednostavnijih aviona se ponegde pretkrilca izvode kao fiksna, sa stalnim kanalom (procepom). Kod zahtevnijih aviona se pretkrilca automatski izvlače. Automatsko izvlačenje može biti izvedeno komandovano sa uređajem i nekomandovano s pojavom dovoljne lokalne sile uzgona na njemu, koja ga izvuče (primer F-86-Sejbr). Na slici desno je ilustrovan efekat pretkrilca na krivu uzgona. Pretkrilca ne transliraju krivu uzgona (kao zakrilce), već je samo produžavaju do većeg kritičnog napadnog ugla ().[12]

Spojleri[uredi]

Spojleri su male površine na gornjaci krila i služe za narušavanje opstrujavanja toga segmenta, pa posledično i uzgona (prikazani su na slici gore, desno). Mogu biti izvedeni sa zakretanjem oko šarnira i s vertikalnim izvlačenjem iz konture gornjake krila. Primena im može biti različita. Ako se diferencijalno aktiviraju, na oba polukrila, imaju funkciju krilaca. U ovoj funkciji obično služe za dopunjanje efekta krilaca.

Granična ploča na kraju realnog avionskog krila .

Pri simultanom i simetričnom aktiviranju imaju obrnutu funkciju zakrilaca. Ova funkcija se koristi kod velikih aviona u podešavanju visine leta u prilazu za sletanje. U potpunom otklonu, u krajnji položaj, služe i kao aerodinamičke kočnice. Ova funkcija je posebno efikasna kod velikih putničkih i transportnih aviona za skraćenje staze trčanja, posle sletanja. Tada se spojleri, kao aerodinamičke kočnice, otklone u krajnji položaj i one pored toga što aerodinamički koče avion, obaraju uzgon krila zbog čega se povećava sila pritiska između točkova i tla i s time se poboljšava frikciono kočenje s točkovima.

[13]

Granične ploče[uredi]

Granične ploče se ugrađuju na krajeve krila u cilju smanjenja indukovanog otpora, odnosno za povećanje efektivne vitkosti.

Usmerivač

Usput konstruktori koriste tu priliku da ih iskoriste i u estetske s vrhe. Tako da ih ima u izvođenju u različitim oblicima i s različitim detaljima. Sa istovremenim prelaskom ploče ispod i iznad krila, s povijanjem završetka krila na dole ili na gore, u vidu lastinog repa unazad itd (slika gore, desno).

Aerodinamičke kočnice[uredi]

Aerodinamičke kočnice ugrađene na krilo su vrsta spojlera i objašnjene su u poglavlju „spojleri“.

Usmerivači[uredi]

Usmerivači graničnog sloja su vertikalne ploče postavljene na gornjaku strelastog krila, paralelno s ravni simetrije avina. One smanjuju klizanje graničnog sloja vazdušne struje prema kraju krila i tako smanjuju opasnost od njenog otcepljenja od gornjake. Pošto se smanjuje bočno klizanje graničnog sloja smanjuje se i otpor trenja. Izgled usmerivača je prikazan na slici desno.[14]

Zub

Zub na napadnoj ivici[uredi]

Zub na napadnoj ivici ima sličan efekat kao i usmerivač. Na strelastim krilima se ostvaruje s diskonitetom (sa stepenicom) raspodele dužine tetive aerooprofila, duž razmaha. Smatra se kvalitetnijim rešenjem od usmerivača. Ne stvara dopunski otpor trenja. Efekat usmerenja graničnog sloja, sa zubom se postiže tako što on na većim napadnim uglovima stvara vrtlog, koji sprečava bočno klizanje graničnog sloja (primer su MiG-23 i JAS 39 Gripen).

Izgled elemenata strukture krila, formirane od profila duralnog lima.

Konstrukcija strukture krila[uredi]

Kroz istoriju vazduhoplovstva, primenjivana tehnička rešenja i tehnologije u projektovanju i izradi strukture krila su veoma mnogo evoluirali, od najednostasvnijih do zasnovanih na najsavremenijim računarskim i eksperimentalnim metodama optimizacije u projektovanju i proizvodnji. Primena materijala je imala veliku evoluciju, od drveta i tekstila do visoko kvalitetnih lakih legura, legura čelika, titanijuma i kompozita. Struktura se menjala sistemski i koncepciono, od najjednostavnije rešetke presvučene otpornim platnom, drvene presvučene lepenkom, od podsklopova od profila limova lakih legura međusobno spajanim elementima za vezu (slika desno), integralnih dobijenih frezovanjem delova od lakih legura, do polirimezovanih kompozitnih. Sve koncepcije se uglavnom zasnivaju na sličnoj ulozi pojedinačnih podsklopova u sklopu celog krila. Ti podsklopovi su načelno ramenjače, uzdužnici, rebra, završna ivica, napadna ivica i okovi. Na slici, desno su obeleženi nabrojani podsklopovi:

  • 1- Okovi su najopterećeniji podsklopovi, preko kojih se prenosi sve opterećenje između trupa aviona i krila. Na njima je najveća koncetracija napona, zbog čega se izrađuju od visoko kvalitetnog čelika ili od titanijuma.
Ilustracija strukture krila.
  • 2- Ramenjače su podsklopovi postavljeni duž krila, često su samo dve glavne i nekoliko pomoćnih. Sa glavnim ramenjačama se prihvata (sabira) ukupno opterećenje krila i prenosi na trup preko okova. Ramenjače su raspoređene u strukturi krila na rastojanju, koje im obezbeđuje visinu, u okviru raspoložive debljine aeroprofila (slika desno).
  • 3- Rebra su podsklopovi poprečno raspoređeni, u odnosu na ramenjače, duž cele njihove dužine. Spoljnji obris im odražava oblik lokalnog aeroprofila, na dotičnom preseku krila. Rebra prenose opterećenja s kore krila na ramenjače.
  • 4 - Napadnu ivicu formira odgovarajući uzdužnik, čiji kontinuitet, duž razmaha krila, prekida ugradnja pretkrilca.
  • 5 - Izlaznu ivicu formira trouglasto profilisani uzdužnik, čiji kontinuitet prekidaju krilca i zakrilca.
  • 6 - Terminezon je deo završne strukture, s kojom se završava krilo. Taj deo strukture se izvodi u funkciji granične ploče.

Optimizacija strukture krila je složen posao, posebno u domenu dimenzionisanja njenih elemenata. Struktura krila nosi, pored opterećenja usled izloženosti njegove mase ubrzanju i najveće aerodinamičko opterećenje (prema raspodeli pritiska) u manevru aviona. Za strukturu krila se mora obezbediti, međusobno dobro isbalansirana čvrstoća i krutost. Čvsrstoća je vezana za statičku nosivost strukture a krutost za dinamičku. Pored detaljnih proračuna, između ostalog i s metodom konačnih elemenata, struktura krila se detaljno ispituje statički i dinamički, pre prvog leta aviona prototipa

Napomene[uredi]

  • ^ Srednja geometrijska tetiva je za pravogano krilo ista kao i po definiciji za aeroprofil. Za krila drugih oblika se lokalna tetiva menja duž razmaha krila, od najveće u korenu do najmanje na kraju (ako je kontinualno suženje). Zato se kao referentna tetiva usvaja srednja geometrijska tetiva, koja je: .
  • ^ Ugao strele krila mora biti preciziran za koju izvodnicu krila se odnosi. Najčešće se definiše za napadnu ivicu i za izvodnicu koja prolazi kroz četvrtinu tetiva lokalnih aeroprofila (0,25% ).

Izvori[uredi]

  1. „Krыlo” (na jeziku: (ruski)). cnit.ssau.ru. Pristupljeno 21. 8. 2013. »Krыlo« 
  2. Rendulić (1960). str. 158–162.
  3. 3,0 3,1 Rendulić (1960). str. 36–70.
  4. 4,0 4,1 4,2 Kako lete avioni, Pristupljeno 9. 4. 2013.
  5. 5,0 5,1 „Wing Geometry Definitions” (na jeziku: (engleski)). grc.nasa. Pristupljeno 26. 5. 2015. »Wing Geometry Definitions« 
  6. Rendulić (1960). str. 385–385.
  7. Kako se stvara uzgon, Pristupljeno 9. 4. 2013.
  8. Aerodinamika krila, Pristupljeno 9. 4. 2013.
  9. Rendulić (1960). str. 415–454.
  10. Krilca, Pristupljeno 9. 4. 2013.
  11. Zakrilca, Pristupljeno 9. 4. 2013.
  12. Rendulić (1960). str. 416–420.
  13. Spojleri, Pristupljeno 9. 4. 2013.
  14. Rendulić (1960). str. 392–393.

Literatura[uredi]

  • Osnovi aerodinamičkih konstrukcija, prvi deo, Naučna knjiga, Beograd, 1950.g., Prof. univerziteta Miroslav Dr Nenadović dipl. ing.
  • Osnovi aerodinamičkih konstrukcija, drugi deo, Naučna knjiga, Beograd, 1950.g., Prof. univerziteta Miroslav Dr Nenadović dipl. ing.
  • Ernst Götsch (2003). Luftfahrzeugtechnik. Stuttgart: Motorbuchverlag. ISBN 978-3-613-02006-1. 
  • Rendulić, Zlatko (1960). Aerodinamika. Beograd. 

Vidi još[uredi]

Spoljašnje veze[uredi]