Notice: Use of undefined constant root - assumed 'root' in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 6

Notice: Use of undefined constant gallery_script_name - assumed 'gallery_script_name' in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 7

Notice: Use of undefined constant view_sript_name - assumed 'view_sript_name' in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 8

Notice: Use of undefined constant index - assumed 'index' in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 9

Notice: Use of undefined constant guidepost_script_name - assumed 'guidepost_script_name' in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 10

Notice: Use of undefined constant designing_script_name - assumed 'designing_script_name' in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 11

Notice: Use of undefined constant aerodynamics_scipt_name - assumed 'aerodynamics_scipt_name' in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 12

Notice: Use of undefined constant construction_scipt_name - assumed 'construction_scipt_name' in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 13

Notice: Use of undefined constant cae_script_name - assumed 'cae_script_name' in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 14

Notice: Use of undefined constant stress_script_name - assumed 'stress_script_name' in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 15

Notice: Use of undefined constant imagesdir - assumed 'imagesdir' in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 17

Notice: Use of undefined constant cssdir - assumed 'cssdir' in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 18

Notice: Undefined variable: HTTP_SERVER_VARS in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 20

Notice: Undefined variable: HTTP_SERVER_VARS in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 21

Notice: Undefined index: sect in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 49
Konstrukce


Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272
8 Úvod

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269
    
Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272
8.1 Rozdělení letadel

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269
    
Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272
8.2 Přehled základních typů letadel

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269
    
Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272
8.3 Hlavní části letadel

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272
9 Požadavky na konstrukci letadla

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269
    
Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272
9.1 Požadavky na letadlo

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269
    
Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272
9.2 Letecké materiály

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269
    
Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272
9.3 Stavební předpisy

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272
10 Zatížení letounu

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269
    
Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272
10.1 Zatížení působící na letoun

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269
    
Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272
10.2 Hlavní veličiny ovlivňující zatížení letounu

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269
    
Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272
10.3 Rovnováha sil za letu

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269
    
Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272
10.4 Obratové případy zatížení

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269
    
Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272
10.5 Poryvové případy zatížení

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269
    
Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272
10.6 Pozemní případy zatížení

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269
    
Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272
10.7 Obálky zatížení

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269
    
Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272
10.8 Výpočet zatížení křídla

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272
11 Základy pevnosti leteckých tenkostěnných konstrukcí

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269
    
Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272
11.1 Otevřené a uzavřené, nosníkové, poloskořepinové a skořepinové konstrukce

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269
    
Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272
11.2 Letové a pozemní zkoušky

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272
12 Konstrukce letounu

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269
    
Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272
12.1 Nosná soustava

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269
    
Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272
12.2 Pohonná jednotka

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269
    
Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272
12.3 Trup

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269
    
Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272
12.4 Ocasní plochy

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269
    
Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272
12.5 Přistávací zařízení

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272
13 VRTULNÍKY

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269
    
Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272
13.1 Pohonná soustava

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269
    
Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272

Deprecated: Function ereg() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 269

Deprecated: Function ereg_replace() is deprecated in E:\HTDOCS\ucebnice\opory\functions.php on line 272
13.2 Trup

8 Úvod

8.1 Rozdělení letadel

Letadlo je stroj, způsobilý k létání nezávisle na zemském povrchu, určený k dopravě osob či materiálu, schopný bezpečného vzletu a přistání a je alespoň částečně řiditelný.
Nejrozšířenější druhem letadla je tzv. letoun, což je motorové letadlo těžší jak vzduch, u něhož je vztlak potřebný k letu vyvozován aerodynamickými silami na nosných plochách, které jsou vůči letadlu nepohyblivé. Tyto definice jsou volnou interpretací leteckého názvosloví v ČSN 310001.

Základní schematické dělení letadel:

letadla atmosférická lehčí vzduchu bezmotorová - balony
motorová - vzducholodě
těžší vzduchu bezmotorová pevné nosné plochy - kluzáky, padáky, draky
pohyblivé nosné plochy - bezmotorové vírníky
motorová pevné nosné plochy - letouny
pohyblivé nosné plochy - vrtulníky, motorové vírníky
kombinované n. plochy - konvertoplány
kosmická - raketoplány, rakety, družice

8.2 Přehled základních typů letadel

Nejpoužívanější druhy letadel jsou letoun, vrtulník a kluzák.

Letoun

Jeho největší výhodou je to, že ve vodorovném letu vztlaková síla několikanásobně převyšuje odporovou sílu. Z toho plyne relativně malý potřebný výkon pohonné jednotky vzhledem k užitečnému zatížení a tímto i velká hospodárnost letounu vzhledem k ostatním letadlům. Aby se ale vztlaková síla na nosných plochách vytvářela, tak se letoun musí pohybovat určitou dopřednou rychlostí, z čehož plyne jeho největší nevýhoda a tou je závislost na vhodných vzletových a přistávacích plochách-letištích. Některé typy letounů, jako například těžké dopravní a transportní letouny, mají velmi vysoké nároky na délku a kvalitu vzletové a přistávací dráhy. Výhody letounu se nejvíce projeví při přepravě na velké vzdálenosti vysokými rychlostmi.

Vrtulník

se může pohybovat dopředu, dozadu, do stran a má schopnost tzv. visení. Díky tomu je prakticky nezávislý na upravených vzletových a přistávacích plochách. Nevýhodou je jeho omezená maximální rychlost, kterou lze částečně zvýšit přidáním pomocné nosné plochy, případně tažné pohonné jednotky. Z hlediska konstrukce je vrtulník o poznání komplikovanější a složitější než letoun.

Kluzák

se používá pro výcvik a sportovní létání. Vzhledem k absenci motoru je levný, nenáročný na údržbu a ekologický. U vysokovýkonných kluzáků bývají často uplatňovány nejnovější poznatky z aerodynamiky (laminární profily) a konstrukce (kompozitní materiály).

8.3 Hlavní části letadel

Nejpoužívanějším druhem letadla je letoun, proto je tato kapitola věnována právě jemu.

Letoun má tyto hlavní části: drak letounu, pohonnou soustavu, výstroj a instalace.

Drak letounu

se skládá z nosné soustavy, trupu, ocasních ploch, řízení a přistávacího zařízení.

Nosná soustava vytváří převážnou část vztlaku letounu. Do nosné soustavy patří i kormidla příčného řízení (křidélka), zařízení pro snížení přistávací rychlosti (vztlakové klapky, sloty adt.), případně zařízení pro snížení vztlaku a zvýšení odporu (spoilery, rušiče vztlaku).

Trup spojuje jednotlivé části draku a zároveň slouží k umístění pohonné soustavy, posádky, cestujících, nákladu a dalšího zařízení.

Ocasní plochy letoun stabilizují směrově a podélně a zároveň umožňují jeho ovládání v těchto směrech. Většinou se skládají z vodorovné a svislé ocasní plochy.

Řízení slouží pro ovládání letounu. Je tvořeno hlavní soustavou řízení, pomocí které se ovládají kormidla podélného, směrového a příčného řízení, a vedlejší soustavou řízení, která ovládá vztlakové klapky, aerodynamické brzdy, zatahovací podvozek, řízení příďového kola atd.

Přistávací zařízení umožňuje pohyb letounu po zemi, jeho vzlet a přistání.

Pohonná soustava

je tvořena pohonnou jednotkou (motorem), vrtulí, motorovým ložem, kryty, palivovou a olejovou instalací, nádržemi, chlazením a dalším příslušenstvím souvisejícím s pohonnou jednotkou.

Výstroj

Do výstroje patří přístroje kontrolní, navigační a komunikační.

Instalace

se skládá ze silových soustav jako např. hydraulická a pneumatická a soustav vybavení. Zde patří klimatizační, odmrazovací, draková palivová a další soustavy.


9 Požadavky na konstrukci letadla

9.1 Požadavky na letadlo

Základní požadavky kladené na letadlo jsou tyto:

Pevnost konstrukce

Konstrukce letounu musí bez porušení a nepřípustných deformací přenést zatížení, které se může během normálního provozu vyskytnout. Požadavky na pevnost konstrukce jsou zahrnuty v národních a mezinárodních předpisech letové způsobilosti.

Tuhost konstrukce

Souvisí zejména s tzv. aeroelastickými jevy-flutterem, torzní divergencí a reverzí řízení. U málo tuhých konstrukcí může dojít k nebezpečnému rozkmitání konstrukce (flutter) nebo k velkým deformacím (divergence). V důsledku těchto jevů pak nastává celková destrukce letounu. Reverze řízení souvisí se snížením účinnosti řízení, resp. s opačným působením řídících orgánů v důsledku nedostatečné tuhosti konstrukce. Tyto jevy se mohou projevit zejména na křídle.

Spolehlivost

Zahrnuje v sobě spolehlivost prvků nosné konstrukce a bezporuchovou funkci pohonné jednotky, výstroje a dalších systémů letounu. Následující tabulka uvádí požadované hodnoty spolehlivosti u jednotlivých typů poruch pro uznání letové způsobilosti.

Pravděpodobnost poruchy Číselně Připouští se důsledky
Častá >10-3 Bez důsledku na letovou způsobilost
Dosti pravděpodobná 10-3 - 10-5 Nevýznamné
Nepravděpodobná 10-5 - 10-7 Významné
Velmi nepravděpodobná <10-7 Nebezpečné (havarijní)
Extrémně nepravděpodobná <10-9 Katastrofické

Minimální hmotnost konstrukce

Počátcích letectví tento požadavek zajišťoval schopnost letounu vůbec vzlétnout. V současné době, kdy jsou k dispozici vysoce výkonné pohonné jednotky, je tento požadavek uváděn v souvislosti s hospodárným provozem letounu. Při nízké hmotnosti konstrukce je možno zvětšit užitečné zatížení a tím snížit ekonomické náklady na dopravu jednotkového množství nákladu či osob. Nižší bude také požadovaný výkon pohonných jednotek a tím i spotřeba paliva.

Plné využití materiálu konstrukce

Vychází z předchozího požadavku na minimální hmotnost konstrukce. Vede na použití materiálů s vysokou měrnou pevností a nízkou měrnou hmotností a typů konstrukcí, které přenesou vysoké zatížení při minimální vlastní hmotnosti (tenkostěnné konstrukce).

Tento požadavek přinesl rozvoj výpočtových metod pro stanovení zatížení a určení vnitřní napjatosti konstrukce a rozšíření pevnostních zkoušek.

Technologické požadavky

Týkají se tzv. výrobních a provozních technologických požadavků. U výrobní technologičnosti jde o to, aby se konstrukce danými výrobními prostředky a postupy mohla vůbec vyrábět. Provozní technologičnost v sobě skrývá minimalizaci nároků na údržbu a ošetřování letounu během provozu.

Aerodynamická čistota

Tvar letounu musí respektovat jeden ze základních aerodynamických požadavků-minimální aerodynamický odpor, protože zejména ten rozhoduje o výkonech letounu jako je rychlost, dolet a s tím související ekonomice provozu.

Uvedené základní požadavky na letadlo v sobě skrývají jednu záludnost-často jsou protichůdné. Při návrhu letounu jde právě o „rozumné“ sladění všech těchto požadavků do takové míry, aby letoun byl schopen plnit požadované úlohy a po technické a provozní stránce byl na úrovni doby.

9.2 Letecké materiály

Obecně lze konstatovat, že základní požadavky na materiály používané v letectví jsou dva. A to nízká měrná hmotnost a vysoká (měrná) pevnost.

V počátcích letectví se používalo jako základní materiál pro konstrukci draku letounu dřevo. V dalších letech byla dřevěná konstrukce kombinována s konstrukcí ze svařovaných ocelových trubek. S nástupem tenkostěnných konstrukcí přišly na řadu slitiny hliníku a hořčíku, které se ve velké míře používají dodnes. Pro zdolání zvukové bariéry bylo nutné, vzhledem k vysokému aerodynamickému ohřevu, přejít na slitiny titanu a speciální oceli.

Mezitím dochází ve sportovním letectví k rozvoji konstrukcí z kompozitních materiálů-skelných laminátů. Kompozity, zejména ty s uhlíkovými vlákny, pak pronikají i do stavby „velkých“ letadel a někdy nahrazují klasické kovové materiály.

Nakonec malý výlet do historie. První celokovový letoun vzlétl již v roce 1915. Jednalo se o středoplošník J1-Blechesel-Plechový osel, zkonstruovaný Hugo Junkersem. Kupodivu nebyl postaven z lehkých slitin, nýbrž z bodově svařovaného, profilovaného tenkého ocelového plechu.

Letoun se svou rychlostí 170km/h byl rychlejší než všechny tehdejší stíhací letouny. Pravděpodobně se ale již zde ukázala nevhodnost ocelového plechu jako základního materiálu pro drak, neboť své další letouny konstruoval prof. Junkers již výhradně z vlnitého duralového plechu (viz také Ju-52).

Slitiny hliníku

Nejpoužívanější materiál pro konstrukci draku. Jedná se o slitiny hliníku s hořčíkem a mědí (dural) a křemíkem (pantal). Jsou vhodné pro tenkostěnné konstrukce. U těchto konstrukcí o ztrátě únosnosti rozhoduje tvarová ztráta stability. Prvky ze slitin hliníku mohou mít oproti ocelovým při stejné hmotnosti větší tloušťku stěn a tím je zaručena i vyšší odolnost konstrukce proti tvarové ztrátě stability.

Hlavní výhodou slitin hliníku je jejich vysoká měrná pevnost a nízká měrná hmotnost. Nevýhodou je to, že podléhají korozi. Ochrana proti působení koroze se provádí plátováním tenkých fólií čistého hliníku na duralový plech nebo elektrolytickou oxidací povrchu součásti-eloxováním.

Slitiny hliníku se používají na potah, nosníky, přepážky, žebra, podélné výztuhy a další části draku.

Slitiny hořčíku

Hořčík se používá ve slitinách s hliníkem, zinkem a manganem. Mají podobné vlastnosti jako slitiny hliníku. Jejich odolnost proti korozi je ale nižší.

Oceli

Oproti slitinám hliníku a hořčíku mají vyšší pevnost a teplotní odolnost, ale jejich vyšší hustota je předurčuje k použití jen na vysoce namáhané součásti, jako jsou podvozky, závěsná kování, čepy, šrouby, případně pro zesílení pásnic, přepážek a žeber.

Slitiny titanu

Nahradily slitiny hliníku u nadzvukových letounů. Mají vyšší pevnost a vyšší měrnou hmotnost, která je ale menší než u ocelí. Nezanedbatelnou výhodou je jejich vysoká odolnost proti korozi.

Všechny kovové materiály používané v letectví mají oproti běžným strojírenským materiálům vyšší požadavky na čistotu a tím i hutní zpracování. Je to dáno požadavkem na minimální rozptyl zaručených mechanických vlastností.

Kompozitní materiály

Vykazují se vysokou pevností a nízkou hmotností. Jsou tvořeny organickou, kovovou nebo keramickou matricí zpevněnou vlákny nebo rozptýlenými částicemi. Největší pevnost mají ve směru vláken-z hlediska mechanických vlastností jsou anizotropní. Nejpoužívanější jsou materiály s organickou matricí a skelnými vlákny, které jsou nahrazovány uhlíkovými vlákny.

Nevýhodou kompozitních materiálů je jejich vyšší cena a nutnost změny zavedených technologií výroby z kovových materiálů. Dále je to nedostatek znalostí o změně jejich mechanických vlastností při dlouhodobém působení povětrnostních podmínek a slunečního záření.

9.3 Stavební předpisy

Obsahují požadavky na vlastnosti letadla pro dosažení letové způsobilosti. Snahou je, aby letadlo bylo bezpečným dopravním prostředkem a tyto předpisy stanovují určité "minimum", které musí letoun splňovat. Jde i to, aby výrobce nemohl zvyšovat ekonomickou efektivnost letounu na úkor bezpečnosti, např. snižovat hmotnost poddimenzováním konstrukce.

Existují národní a mezinárodní předpisy. První mezinárodní předpisy vznikly už po první světové válce v rámci Mezinárodní úmluvy o letectví a organizace CINA (Commision Internacionale de Navigation Aérienne). Po druhé světové válce vzniká organizace ICAO (Internacional Civil Aviation Organisation), která vydává nové předpisy. Členské země této organizace musí tyto požadavky respektovat, ale zároveň mohou mít své národní předpisy, které ovšem musí být přísnější, tak aby mezinárodní předpisy mohly být chápány jako minimální požadavky.

Národní předpisy některých zemí:

  • USA-FAR (Federal Aviation Regulation)

  • Rusko-NLGS (Normy Letnoj Godnosti Samoletov)

  • Velká Británie- BCAR (British Civil Airworthiness Requirements)

  • evropské předpisy-JAR (Joint Airworthiness Requirements)

Požadavky ICAO jsou u nás vydány jako předpis L8. Jelikož se začleňujeme do evropské JAA (Joint Advanced Requirements), tak naši výrobci používají technické předpisy JAR, ale také předpisy těch zemí, kam se předpokládá budoucí vývoz letounu - zejména FAR.

Základní členění předpisu (JAR-23, FAR-23)

  • A - Všeobecné údaje

  • B - Letové požadavky

  • C - Pevnost

  • D - Konstrukce

  • E - Hnací skupina

  • F - Vybavení

  • G - Provozní omezení a informace

10 Zatížení letounu

10.1 Zatížení působící na letoun

Během provozu působí na letoun řada různých zatížení. Jejich určení je potřeba věnovat maximální pozornost, protože bezprostředně ovlivňují pevnostní dimenzování letounu.

Základní rozdělení sil působících na letoun:

Síly povrchové (vnější)

  • aerodynamické-spojité zatížení od působení dynamického tlaku za letu (vztlakové a odporové síly)
  • propulzní-tah pohonných jednotek
  • reakční od dotyku se zemí-při přistání, vzletu, pojíždění
  • hydrodynamické-u vodních letadel

Síly povrchové (vnější) - působící na hmoty

  • tíhové
  • setrvačné
  • gyroskopické

Zatížení může být charakteru osamělé síly nebo spojitého průběhu. Další rozdělení je na síly statické (neměnné s časem) a dynamické (proměnné s časem).

Zatížení letounu je dáno fyzikálním stavem, ve kterém se letoun nachází. Fyzikální stavy, které jsou rozhodující z hlediska zatížení se nazývají případy zatížení. Jsou definovány v předpisech letové způsobilosti buď přímo konkrétními výpočtovými vztahy a nebo nepřímo obecnou definicí typických provozních a pohybových stavů letounu.

10.2 Hlavní veličiny ovlivňující zatížení letounu

Hlavní veličiny, které ovlivňují zatížení letounu jsou:

  • rychlost

  • hmotnost a poloha těžiště

  • násobek zatížení

K nim je potřeba zahrnout:

  • konfiguraci letounu (vysunuté vztlakové klapky, podvozek…)

  • hmotnostní konfiguraci (rozložení hmot-momenty setrvačnosti)

Doplňkové faktory:

  • úhlové rychlosti

  • výchylky kormidel

  • síly do řízení atd.

10.3 Rovnováha sil za letu

Je vysvětlena na zjednodušeném schematu ustáleného horizontálního letu.


Rovnováha sil a momentů:

T - D = 0

L - Lvop – G = 0

Lvop*xvop + D*b - Mo - G*xt - T*a = 0

kde:

  • T - tah pohonné jednotky

  • D – aerodynamická odporová síla

  • L – vztlaková síla na křídle

  • Lvop – vyvažovací vztlaková síla na vodorovných ocasních plochách

  • Mo – aerodynamický klopivý moment na křídle

  • G – tíha letounu

Násobek zatížení:

Je definován jako poměr výsledné vzdušné síly k tíze letounu.


Výsledná vzdušná síla Rv je složena z výslednice vztlakové a odporové síly a tahu.

Při rovnosti odporu a tahu lze psát:


kde: L = L – Lvop je výsledná vztlaková síla na letoun.

V případě ustáleného horizontálního letu je násobek n = 1.

10.4 Obratové případy zatížení

Rozdělují se na symetrické a nesymetrické. Dále mohou být ustálené a neustálené. V následující části je uveden výběr ze základních obratových (manévrových) případů zatížení.


Základním případem je tzv. ustálený symetrický manévr – letoun se pohybuje po kruhové dráze s předepsaným násobkem zatížení, momentové rovnováhy je dosaženo vyvažovací silou na vodorovných ocasních plochách. Uvedené schema je zjednodušené.

Dalším z rozhodujících případů je tzv. manévr VOP. Jde o odezvu letounu na náhlé vychýlení výškového kormidla. Z časového hlediska se jedná o neustálený manévr, který se obvykle řeší pomocí soustavy pohybových rovnic a vyjádřením časového průběhu jednotlivých veličin.

Významné letové případy zatížení jsou také tzv. křidélkové případy, kdy se zkoumá zatížení letounu při vychýlení křidélek.

10.5 Poryvové případy zatížení

Poryv je atmosférický vzdušný proud, který vzniká zejména nerovnoměrným ohřevem zemského povrchu. Má obecný směr, pro výpočet zatížení se uvažují poryvy svislé (zatížení křídla a vodorovných ocasních ploch) a vodorovné (zatížení svislých ocasních ploch). Dále bude rozebírán jen účinek svislého poryvu.


Při vlétnutí do poryvu se náhle změní úhel náběhu letounu a křídle, rychlost se prakticky nezmění, změna úhlu náběhu je:


kde:

  • u - rychlost ostře ohraničeného poryvu

  • v - rychlost letu

Při změně úhlu náběhu dojde taky ke zvýšení součinitele vztlaku:


kde:

  • a - sklon vztlakové čáry letounu (křídla)

Změně součinitele vztlaku odpovídá změna vztlakové síly:


kde:

  • S - plocha křídla

  • ρ - hustota vzduchu

Jestliže před vletem do poryvu působil na letoun vztlak rovný tíze letounu (ustálený horizontální let s násobkem jedna) pak celková vztlaková síla po vletu do poryvu bude:


Po krácení rychlosti v a vydělení celého vztahu tíhou letounu G získáme vztah pro výpočet násobku zatížení po vletu do poryvu:


Poryvy v atmosféře jsou ale spojité, s plynulým nárůstem rychlosti od okraje k jádru poryvu. Tento spojitý poryv se nahrazuje tzv. ostře ohraničeným poryvem s konstantní rychlostí, který má ekvivalentní účinek.


Rychlost ostře ohraničeného poryvu pak bude:


kde:

  • K - zmírňující součinitel poryvu

  • umax - rychlost spojitého poryvu


kde:

  • μ - hmotnostní poměr


kde:

  • m - hmotnost letounu

  • cG - střední geometrická tětiva křídla

Takže výsledný vztah pro výpočet násobku zatížení od poryvu je ve tvaru:


10.6 Pozemní případy zatížení

Patří zde zatížení během vzletu, přistání, pojíždění a vlečení letounu.

Nejzávažnější bývá zatížení od přistání. Při ideálním přistání se letoun v okamžiku podrovnání a ztráty vztlaku již dotýká koly podvozku země. Klesací rychlost je téměř nulová a přistávací náraz je minimální. Toto je ideální případ. Prakticky ale dochází k tomu, že letoun má při dotyku se zemí jistou nezanedbatelnou klesací rychlost, nebo v případě brzkého podrovnání dojde ke ztrátě vztlaku ještě před dotykem se zemí. Konstrukce podvozku musí přenést a utlumit zatížení i od těchto mimořádných přistání, ke kterým zejména dochází u méně zkušených pilotů, případně za zhoršených podmínek viditelnosti.


Energie plynoucí z dopředné rychlosti vx je postupně vytratí díky aerodynamickému odporu, odporu valení kol a brždění.

Od svislé rychlosti vy vzniká kinetická energie


kterou musí pohltit tlumič a pneumatika.

U malých letounů (méně zkušení piloti) je potřeba ke kinetické energii od rychlosti vy ještě připočíst energii potenciální vyplývající z nerovnováhy mezi tíhou a vztlakovou silou. Předpis definuje většinou tento poměr jako


Potenciální energie pak bude


kde:

  • h - dráha těžiště letounu od okamžiku dotyku kola se zemí až po maximální propérování tlumiče a pneumatiky.

U velkých letounů se potenciální energie zahrnovat nemusí, uvažuje se vztlak roven tíze letounu.

Z vypočtené energie od přistání je možno na základě pracovních charakteristik tlumiče a pneumatiky stanovit nárazové síly.


kde:

  • fp - stlačení pneumatiky

  • ftl - stlačení tlumiče

  • ηp - plnost pracovního diagramu pneumatiky

  • ηtl - plnost pracovního diagramu tlumiče

Pracovní diagram pneumatiky Pracovní diagram tlumiče





U letounů s příďovým podvozkem existují dvě základní polohy letounu přistání. Je to přistání na tři body a přistání na hlavní podvozek.

U přistání na tři body bude rovnováha sil:


Násobek zatížení:


Kde:

  • R1, R2 – nárazové síly na podvozek

pro velké letouny:
pro malé letouny:

U přistání na hlavní podvozek bude kromě translačního zrychlení na letoun působit ještě rotační zrychlení.

Rovnováha sil:


Násobek zatížení:



Translační zrychlení v těžišti letounu:


Rovnováha momentů:


Rotační zrychlení:


Celkové zrychlení:


Kde:

  • i – poloměr setrvačnosti letounu

Nárazová síla:


Kde:


je tzv. redukovaná hmotnost, která je menší než původní hmotnost

Fyzikální význam odvozeného vztahu - u přistání na hlavní podvozek se část nárazové energie využije na udělení rotace letounu a tím se sníží nárazové síly na hlavní podvozek.

10.7 Obálky zatížení

Jsou dány předpisy letové způsobilosti a udávají omezení provozních násobků a rychlostí letounu. Předpisy je definují na základě dlouhodobých zkušeností z provozu jednotlivých kategorií letounů, kdy bylo za letu prováděno měření tzv. v-g zapisovači (měření rychlosti a násobku). Naměřené rychlosti a násobky pak byly zaneseny do grafu a obálky zatížení získány jako křivky „obalující“ tyto body.

Existuje obratová a poryvová obálka. Obratová obálka v sobě zahrnuje provozní násobky a rychlosti od manévrů, poryvová od vzdušných proudů-poryvů.

OBRATOVÁ OBÁLKA


Dle předpisu FAR-23:

Dále jsou uvedeny základní vztahy pro výpočet násobků a rychlost. Není zde rozebírána tzv. klapková obálka a rychlosti a násobky s ní související (vF atd.).

Násobky:

Kladný obratový násobek:


kde:

  • W – hmotnost letounu v librách (1lb=0,4536kg)

nMAX nemusí být větší než:

  • 3,8 – kategorie letounu Normal (normální)

  • 4,4 – kategorie Utility (víceúčelová)

  • 6,0 - kategorie Acrobatic (akrobatická)

(nesmí být ale menší!)

Záporný obratový násobek : nMIN nemusí být větší než:

  • 0,4*nMAX – kategorie Normal a Utility

  • 0,5*nMAX – kategorie Acrobatic

Rychlosti:

Návrhová obratová rychlost:


kde:

  • vS – pádová rychlost letounu se zataženými vztlakovými klapkami

Návrhová cestovní rychlost:

A)

kde:

  • W – hmotnost letounu v librách

  • S – plocha křídla letounu ve čtverečních stopách (1ft2 = 0,0929m2)

B)

kde:

  • hH – maximální rychlost ve vodorovném letu (při max. výkonu)

Z podmínek A) a B) se vybere návrhová cestovní rychlost takto:



Lze vybrat libovolnou rychlost z intervalu.

Dle podmínky B)


Návrhová rychlost střemhlavého letu:


PORYVOVÁ OBÁLKA


Dle předpisu FAR-23.

V kategorii Normal, Utility a Acrobatic je pro rychlosti spojitých poryvů Umax= 50ft/s (15,24m/s) a 25ft/s (7,62m/s). Pro kategorii Commuter (letouny pro místní dopravu) se uvažuje ještě spojitý poryv o rychlosti 66 ft/s (20,12m/s). Násobky se pro dané rychlosti vypočtou dle vztahů uvedených v kapitole 10.5. Poryvové případy zatížení.

OBÁLKA ZATÍŽENÍ (CELKOVÁ)

Je kombinací obratové a poryvové obálky.


10.8 Výpočet zatížení křídla

O zatížení letounu bylo již obecně pojednáno v předchozích kapitolách. Následující část rozebírá konkrétní výpočet zatížení nejdůležitější části letounu-křídla.

Na křídlo působí zatížení od těchto sil:

  1. Aerodynamické síly
    • spojité vzdušné zatížení neboli vztlaková a odporová síla.
  2. Setrvačné síly
    • spojitého charakteru od hmotnosti konstrukce křídla
    • osamělé síly od velkých hmot na křídle jako např. podvozky, motory, nádrže.
  3. Propulzí síly
    • tah motorů umístěných na křídle.
  4. Nárazové síly
    • od podvozků umístěných na křídle.

Pro návrh konstrukce křídla a její kontrolu z hlediska pevnosti je zapotřebí získat průběh sil a momentů po rozpětí. Tomu předchází výpočet případů zatížení, kdy se z celé řady případů, které vyžadují analyzovat pevnostní předpisy vyberou rozhodující případy tzn. ty ve kterých se předpokládá zatížení letounu nejvyšší. Pro tyto případy, nebo eventuálně všechny analyzované případy zatížení, se pak provede výpočet průběhů sil a momentů a maximální z nich se pak použijí k pevnostnímu výpočtu konstrukce.

Zatížení od aerodynamických sil:

Řešme konkrétní případ zatížení např. symetrický ustálený manévr. Z obálky zatížení je známa rychlost v a násobek zatížení n. Dále známe hmotnost letounu m a plochu křídla S.

Z rovnováhy sil se určí potřebný součinitel vztlaku letounu.


Z poláry letounu se určí odpovídající součinitel odporu cD a úhel náběhu a. Z momentové rovnováhy k těžišti se vypočte vyvažovací síla na vodorovné ocasní plochy LVOP, pomocí níž se pak koriguje potřebná vztlaková síla na křídle a tímto i součinitele vztlaku a odporu křídla a úhel náběhu křídla.

Zatížení ve směru odporu není tak velké a pro dimenzování nebývá rozhodující. Proto nyní věnujme pozornost zatížení ve směru vztlaku. Z předchozího výpočtu je určen součinitel vztlaku křídla cLKR resp. vztlaková síla křídla. Tímto je dáno celkové zatížení od vztlaku, které se ale musí vhodně převést na spojité. To se provádí pomocí tzv. rozložení vztlaku po křídle, které udává průběh součinitele vztlaku po rozpětí a určí se již při aerodynamickém výpočtu křídla např. Glauertovou metodou.


normálné rozložení vztlaku

Základní typy rozložení vztlaku po křídle:

normálné

pro cLKR = 1

nulové

vliv aerodynamického a geometrického kroucení křídla

křidélkové

od výchylky křidélek

klapkové

od výchylky vztlakových klapek

Rozložení součinitele vztlaku po rozpětí pro konkrétní případ zatížení se získá násobením normálného rozložení (tj. jednotkového-pro součinitel vztlaku křídla=1) součinitelem vztlaku křídla a přičtením rozložení od dalších vlivů, zde se bude jednat pouze o přičtení vlivu kroucení křídla.

Spojité zatížení ve směru vztlaku pak bude:


[N/m]

kde:

  • cL - součinitel vztlaku v daném řezu (místní součinitel vztlaku)

  • c - hloubka křídla v daném řezu

Posouvající síla (ve směru vztlaku-normálná):


kde:

  • z - poloha daného řezu na polorozpětí

Ohybový moment:


Kroutící moment:


kde:

  • mZ - liniový moment

Obdobným způsobem se určí spojité zatížení ve směru odporu a tomu odpovídající složky sil a momentu.

Zatížení od setrvačných sil:

Z rozložení hmot po rozpětí se vypočte spojité zatížení qYG a výše uvedeným způsobem se stanoví se posouvající síla, ohybový a kroutící moment od setrvačných sil. Totéž platí pro zatížení ve směru os x a z.

Celkové zatížení křídla:


složky zatížení v řezu

Je dáno součtem odpovídajících složek od aerodynamických a setrvačných sil. Důležité je si uvědomit to, že setrvačné síly (od hmotnosti konstrukce křídla) působí proti směru aerodynamických a tímto křídlo odlehčují-snižují celkové zatížení.

Takto získané hodnoty jsou tzv. provozní. Pro účely pevnostního výpočtu se musí násobit součinitelem bezpečnosti, který má obvykle hodnotu 1,5. Toto zatížení se pak nazývá početní.

POJETÍ PEVNOSTNÍCH VÝPOČTŮ LETADEL

V pevnostních výpočtech klasických strojních součástí se obvykle ověřuje, zda napětí v součásti nepřekročilo tzv. dovolené napětí, které se stanoví jako podíl meze pevnosti resp. kluzu a součinitele bezpečnosti.


kde:

  • σPROV - maximální napětí v součásti

  • σDOV - dovolené napětí

  • σP - mez pevnosti

  • f - součinitel bezpečnosti

Pro pevnostní výpočty leteckých konstrukcí ale tento přístup není příliš vhodný. Nevyjadřuje totiž vliv plasticity materiálu na únosnost nebo vlivy deformací na namáhání, které mohou být někdy příznivé, někdy nepříznivé.

Zejména jde o to, aby byl materiál z hlediska pevnosti maximálně využit. Konstrukce pak nebude předimenzovaná a tím i zbytečně těžká

Zavádí se proto tzv. početní zatížení (Fp)

Početní zatížení = Provozní zatížení * součinitel bezpečnosti (f)

Obvykle součinitel bezpečnosti(f) = 1,5

Toto početní zatížení musí být menší nebo nanejvýš rovno únosnosti konstrukce (Fu), která může odpovídat mezi pevnosti, nebo v případě tenkostěnné konstrukce, zatížení na mezi stability ve smyslu Eulera (ztráta stability = ztráta únosnosti).

Dále se zavádí součinitel rezervy η, což je podíl únosnosti konstrukce a početního zatížení.


Každý pevnostní výpočet letecké konstrukce musí obsahovat vyčíslení tohoto součinitele.

11 Základy pevnosti leteckých tenkostěnných konstrukcí

11.1 Otevřené a uzavřené, nosníkové, poloskořepinové a skořepinové konstrukce

Úvodem této části týkající se pevnosti leteckých konstrukcí je potřeba podat přehled používaných základních typů konstrukcí křídla. Přehled ovšem platí obecně pro jakoukoliv část letounu, tj. křídlo, trup a ocasní plochy.


V počátcích letectví byla nejčastěji používanou konstrukcí příhradovina z ocelových trubek potažená plátnem. Při vyšších rychlostech se ale díky plátěnému potahu deformoval tvar profilu křídla a tak byl plátěný potah nahrazen potahem tuhým (nejdříve z překližky, později z duralového plechu). Tuhý potah nemusel být po celé hloubce křídla, většinou se nacházel jen v nosové části profilu a spolu s navazujícím nosníkem vytvořil uzavřenou dutinu, vhodnou pro přenos kroutícího momentu. Tak vznikla tzv. nosníková tenkostěnná konstrukce, kde normálná napětí především od ohybového momentu přenáší pásnice nosníku, smyková napětí od kroutícího momentu přenáší tuhý nosný potah a smyková napětí od posouvající síly jsou přenesena stojinou nosníku.


Tenký potah byl ale schopen bez deformace přenést jen určitou velikost zatížení a od určité hodnoty smykového napětí docházelo k jeho zvlnění. Bylo ho nutné vyztužit podélnými výztuhami, které zvýšily jeho únosnost. Podélné výztuhy se také začaly podílet na přenosu normálných napětí a odlehčily tak pásnice nosníku. Toto jsou charakteristiky nosníkové poloskořepinové konstrukce.


Další vývojem pak vznikla poloskořepinová konstrukce, kdy se materiál z pásnic přemístil do podélných výztuh, které u této konstrukce mají porovnatelné rozměry s pásnicemi. Pokud se týká přenosu napětí, tak normálná napětí přenáší podélné výztuhy a pásnice, smyková napětí od posouvajících sil stojiny nosníků a smyková napětí od krutu podélnými výztuhami značně vyztužený potah.


Poslední vývojovou fází je skořepinová konstrukce, která v každém svém bodě přenáší smyková i normálná napětí.

Všechny uvedené typy konstrukcí mohou být uzavřené nebo otevřené. „Otevření“ konstrukce se provádí zejména z konstrukčních důvodů např. se jedná o výřez pro podvozek nebo o výřez pro pilotní prostor. Otevřené konstrukce jsou ovšem krajně nevhodné pro přenos kroutícího momentu, proto se jim, pokud je to možné, konstruktéři vyhýbají. Pokud je výřez v konstrukci nezbytný, tak se vyztužuje rámem, který přenese odpovídající zatížení od krutu.



příklady otevřených konstrukcí

Další výklad se bude zabývat některými základními vztahy používanými v pevnostních výpočtech leteckých konstrukcí. Pro názornost si lze představit nejjednodušší nosníkovou konstrukci a její základní části-stojinu, pásnice a potah.

STOJINA

První část se bude zabývat odvozením smykového toku na stojině, respektive na otevřeném tenkostěnném průřezu.

Mějme vetknutý nosník zatížený na konci posouvající silou. Pro vztah mezi posouvající silou a ohybovým momentem platí:



Nyní z tohoto nosníku vytkneme element o délce dz. Ve vzdálenosti yx od osy souměrnosti bude myšlený řez x. Nerovnováhu výslednice normálných napětí v tomto řezu lze vyjádřit jako:


kde:

  • dA – element plochy

Dále platí:




Dosazením do integrálního vztahu dostaneme:


kde:

  • SXx - lineární moment části průřezu k ose x od volného konce k řezu x.

Tato síla je uvedena do rovnováhy smykovým napětím t.


kde:

  • t - tloušťka stěny


Tímto jsme dostali tzv. Žuravského vztah.

Dále lze napsat že:


kde:

  • q - smykový tok

Takže Žuravského vztah lze přepsat do tvaru:


Následující obrázky přibližují průběh smykového toku od posouvající síly u některých tenkostěnných průřezů.


Otázkou ale je zdali u některých typů konstrukcí není možné považovat smykový tok za konstantní. To je splněno u nosníku s tenkou stojinou a masivními pásnicemi.


Pro dosazení do Žuravského vztahu je potřeba vyjádřit velikosti kvadratického a lineárního momentu průřezu.


kde:

  • Ap - plocha příčného průřezu pásnice

  • h - tzv. efektivní výška stojiny

Pro tenkou stojinu lze zanedbat druhou část výrazu, takže kvadratický moment průřezu bude vyjádřen jen plochou pásnic a jejich vzdáleností.


U lineárního momentu také zanedbáme člen zahrnující stojinu.


Dosazení do Žuravského vztahu:


v tomto výrazu je smykový tok je konstantní

Smykové napětí ve stojině:


PÁSNICE


Přenáší zejména ohybový moment. Normálné napětí od ohybu lze v pásnici s malou výškou považovat za konstantní.


Obecně pásnice kromě ohybového momentu ještě přenáší osovou sílu.

Výsledné napětí je pak dáno součtem napětí od ohybu a osové síly.

POTAH


Mějme uzavřenou dutinu dle schematu. Vnější kroutící moment je uváděn do rovnováhy vnitřním smykovým tokem qK.

Síla na elementu ds bude:


kde:

  • qK - reakční smykový tok

Moment od této síly:


Celkový moment od reakčního smykového toku:


(integrál po obvodu plochy)

kde:

  • Us - plocha dutiny až ke střednici.

Z rovnováhy mezi vnějším a vnitřním momentem plyne:




tzv. Bredtův vztah

Smykové napětí v potahu od kroutícího momentu pak bude:


kde:

  • t - tloušťka stěny

11.2 Letové a pozemní zkoušky

Jsou součástí vývoje nového letounu. V podstatě v nich jde o ověření správnosti použitých výpočtů, ať už se jedná o oblast pevnosti či aerodynamiku.

Pozemní zkoušky:

  • pevnostní
    • statické (lámací zkouška prototypu)
    • dynamické
      • únavové
      • nárazové (pádové zkoušky přistávacího zařízení)
      • související s aeroelasticitou (modální zkouška)

Letové zkoušky:

  • zkoušky letových vlastností a výkonů letounu (stabilita, řiditelnost, dostup, dolet…)
  • související s aeroelasticitou (stanovení kritické rychlosti flutteru..)
  • měření zatížení konstrukčních částí za letu (tenzometrické měření napětí nosníku křídla)

lámací zkouška křídla

12 Konstrukce letounu

12.1 Nosná soustava

Nosná soustava – křídlo - vytváří převážnou část vztlakové síly na letounu.


Základní geometrické charakteristiky křídla jsou:

  • L - rozpětí

  • co - kořenová hloubka

  • ck - koncová hloubka

  • S - plocha křídla (včetně části v trupu)


přibližná konstrukce střední aerodynamické tětivy křídla.

štíhlost křídla:


zúžení křídla:


střední geometrická tětiva:


střední aerodynamická tětiva:


Podle polohy nosných ploch se letouny rozdělují na dolnoplošníky, středoplošníky a hornoplošníky.


Dolnoplošník – Výhodou tohoto uspořádání je dobrý přístup k motorům na křídle a palivovým nádržím v křídle, kratší podvozkové nohy. Při nouzovém přistání či havárii křídlo umístěné dole chrání cestující v trupu, protože svou deformací pohltí značnou část nárazové energie.

Nevýhoda dolnoplošníků je oproti jiným uspořádáním jejich vyšší aerodynamický odpor od interference křídlo-trup. Z tohoto důvodu se musí při návrhu letounu věnovat velká pozornost vhodnému vyřešení přechodů mezi křídlem a trupem.


Středoplošník – Má oproti dolnoplošníku nižší odpor od interference křídlo-trup. Nevýhodou je narušení prostoru trupu nosníky křídla.


Hornoplošník – Ze všech uvedených uspořádání má nejnižší odpor od interference křídlo-trup.

Vysoko umístěné motory na křídle jsou chráněny před nečistotami a poškozením od země a nízká poloha trupu je výhodná pro manipulaci s nákladem a pro nástup cestujících.

V případě nouzového přistání ale existuje nebezpečí, že křídlo pronikne do prostoru trupu a ohrozí cestující. Proto musí být trup dimenzován i na toto zatížení a vychází těžší.

Podle půdorysného tvaru se křídla rozdělují na přímá, šípová a trojúhelníková

Přímá křídla jsou obdélníková, lichoběžníková, kombinovaná a eliptická.


Obdélníkové křídlo – Má dobré vlastnosti z hlediska odtrhávání proudění, které se nejdříve odtrhává u trupu. Křidélka většinou zůstávají mimo oblast odtržení a tímto není snížena jejich účinnost. Je výhodné také z výrobního hlediska pro svou jednoduchost, zejména pokud se použije stejný profil po celém rozpětí.

Toto křídlo má ale vyšší indukovaný odpor a také vyšší hmotnost.


Lichoběžníkové křídlo – Je nejrozšířenější. Má relativně malý indukovaný odpor a nižší hmotnost oproti obdélníkovému. Pří zůžení h = 2 se svým indukovaným odporem přibližuje eliptickému křídlu. Bod odtržení proudění se ale se zvětšujícím se zúžením přesouvá ke konci křídla a křidélkům. Tomuto negativnímu jevu lze předejít vhodným aerodynamickým a geometrickým kroucením křídla.


Kombinované křídlo – Jedná se o často používanou kombinaci obdélníkového centroplánu a lichoběžníkových vnějších křídel.


Eliptické křídlo – Má nejnižší indukovaný odpor. Jeho hlavními nevýhodami je to, že k odtržení proudění dochází prakticky naráz po celém rozpětí a je komplikované pro výrobu. Dnes se již prakticky nepoužívá.


Šípové křídlo – Používá se pro letouny létající nadzvukovou či vysokou podzvukovou rychlostí.

Využívá se přitom poznatku, že aerodynamický odpor je úměrný tzv. kolmé složce rychlosti. Čím je větší šíp, tím je tato složka rychlosti menší a tímto se zmenšuje i aerodynamický odpor. Podélná složka rychlosti ale způsobuje u křídel s kladným šípem stékání mezní vrstvy směrem ke koncům křídla. Dochází tak k nežádoucímu přesunu oblasti odtržení ke konci křídla. U křídel se záporným šípem je tomu právě naopak, nicméně k jejich rozšíření nedošlo z důvodu jejich aeroelastických vlastností, neboť pokud nemají snadno podléhat tzv. torzní divergenci, tak musí vyhovět v současné době prakticky nesplnitelným nárokům na tuhost konstrukce.

c - úhel šípu aerodynamické osy (spojnice aerodynamických středů)

Pro rychlé letouny se také používá trojúhelníkové křídlo, nebo křídlo s měnitelným úhlem šípu.

Konstrukce křídla – byla již částečně popsána v kapitole zabývající se pevností letounu. Takže základní konstrukční řešení jsou nosníková konstrukce, nosníková poloskořepina, poloskořepina a skořepina.

Dále mohou být křídla jednosníková či vícenosníková, dělená nebo průběžná.

Na křídle bývá použita celá řada prostředků pro zvýšení vztlaku a odporu. Do tzv. vztlakové mechanizace patří vztlakové klapky, jejichž základní funkcí je zvýšení součinitele vztlaku při přistání a tím dojde ke snížení přistávací rychlosti, jsou ale také využívány při vzletu a manévrech.


Z obrázku je zřejmé, jaký vliv má vztlaková klapka na vztlakovou čáru profilu.


Základním typem je jednoduchá klapka. Dává přírůstek součinitele vztlaku DcL = 0,8.


Odklápěcí klapka - DcL = 1,1


Odklápěcí klapka posuvná – díky zvětšení hloubky křídla má vyšší přírůstek vztlaku než pouze odklápěcí klapka.


Štěrbinová klapka – Štěrbinou se přivádí proud vzduchu s větší energií ze spodní strany profilu na horní. Díky tomuto efektu se oddálí odtržení proudu na horní straně a zvýší se součinitel vztlaku. DcL = 1,15. Existují i víceštěrbinové klapky.


Fowlerova klapka – Je vztlakově velmi účinná. Využívá efektu přivedení proudu vzduchu ze spodní strany profilu na horní a zvětšení hloubky křídla. DcL = 1,35.


Dalšími prostředky vztlakové mechanizace jsou klapky na náběžné hraně, které stejně jako klapky na odtokové hraně zvětšují zakřivení profilu a tím i vztlak. Z celé škály nejrůznějších typů jsou uvedeny dvě. Na obrázku je opět ukázán vliv na vztlakovou čáru.


Sklopná náběžná hrana


Odklápěcí náběžná hrana – Krügerova klapka


Stejného efektu jako štěrbinové klapky využívají plošky na náběžné hraně – sloty, které mohou být pevné nebo výsuvné.


Prostředky pro zvýšení odporu se používají pro vzdušné brždění letounu např. při prudkém sestupu, při přistávacím manévru, po dosednutí. Patří zde aerodynamické brzdy, které mohou být na trupu nebo křídle.



Řadí se sem také tzv. spoilery, které se nachází na křídle a slouží kromě zvýšení odporu i jako prostředek pro snížení vztlaku. Při nesymetrické výchylce napomáhají křidélkům, případně je mohou zcela nahradit. Obrázky přibližují jejich dvě nejčastěji používaná konstrukční provedení

Odmrazování – Pokud se letoun pohybuje v prostředí s teplotou pod bodem mrazu, může na jeho povrchu vznikat námraza. Ta je nebezpečná zejména na křídle a ocasních plochách, kde vzniká především v okolí náběžné hrany a deformuje tvar profilu. Deformací profilu se zhoršují aerodynamické charakteristiky křídla resp. celého letounu, zejména se snižuje součinitel vztlaku. Nelze taky zapomenout na nežádoucí přírůstek hmotnosti letounu.

Z těchto důvodů je třeba u letounů létajících za podmínek námrazy provádět odmrazování náběžných hran a dalších částí letounu jako např. skla pilotní kabiny, snímače tlaku atd. Používají se při tom tepelné, chemické a mechanické způsoby odmrazování. Tepelně lze odmrazovat elektricky odporovým ohřevem nebo horkým vzduchem odebíraným z motoru. Pro chemické odmrazování se používají směsi snižující bod tání ledu obsahující alkohol nebo glykol.

Mechanické odmrazování probíhá pomocí pryžových pásů, které se cyklicky nafukují a smršťují a námrazu rozlamují.

12.2 Pohonná jednotka

Pohonná soustava je tvořena motorem, motorovým ložem, motorovými gondolami, vstupní a výfukovou soustavou, ovládáním motoru, palivovou soustavou, protipožární soustavou a popř. pomocnou energetickou jednotkou.

V letounech se používají pístové, turbovrtulové a proudové motory.

Pístové motory se používají pro malé sportovní letouny, mají nízkou spotřebu.

Turbovrtulové motory mají vyšší výkon, kombinují výhody vrtulového a proudového pohonu. Používají se pro malé dopravní a transportní letouny.

Proudové motory se používají pro rychlé letouny. Mají velký výkon (tah), ale také vysokou spotřebu paliva. Nižší spotřebu mají tzv. dvouproudové motory..

12.3 Trup

Trup slouží pro spojení jednotlivých částí draku jako křídla a ocasních ploch v jeden celek a zároveň k umístění cestujících, posádky, nákladu a výstroje.

Stejně jako na ostatní části draku je na něj kladena celá řada požadavků a to:

Aerodynamické

Z aerodynamického hlediska představuje trup, pokud není tvarován tak že vytváří vztlak, jen element zbytečně zvyšující odpor letounu. Proto je nutné tento odpor minimalizovat vhodným tvarem trupu, co nejmenší plochou čelního průřezu, malou omočenou plochou a hladkým povrchem bez místních nerovností jako např. kliky, antény, vnější vyztužení.

Konstrukční

Vysoká pevnost a tuhost konstrukce, dostatečná životnost, nízká hmotnost.

Provozní

Maximální využití vnitřních prostor, nízké nároky na údržbu a opravy.

Technologické

Snadná a levná výroba.

Konstrukce trupu může být:


Příhradová – Většinou ze svařovaných ocelových trubek, nenosná aerodynamická karoserie ze dřeva popř. plátna.


Poloskořepinová – Je nejpoužívanější. Na přenosu zatížení se kromě podélných výztuh a přepážek podílí i potah.


Nosníková poloskořepina – Několik podélných výztuh je výraznějších a tvoří nosníky.


Skořepinová

Přetlaková kabina

Používá se u letounů létajících ve velkých výškách, kde je pokles atmosférického tlaku už tak velký, že je potřeba vytvořit pilotům a cestujícím umělé prostředí odpovídající malým výškám. Toto prostředí se dá charakterizovat tlakem vzduchu, teplotou vzduchu, vlhkostí a složením vzduchu. Nejdůležitější je tlak vzduchu. S rostoucí výškou klesá, klesá i parciální tlak kyslíku a přibližně od 4,5 km nadmořské výšky se začne projevovat jeho nedostatek a člověk začíná podléhat tzv. výškové nemoci, která se vyznačuje špatným viděním, sníženou schopností logického uvažování, zhoršenou pamětí a sníženou vnímavostí. Proto se používají přetlakové kabiny, které jsou dvojího druhu-regenerační a ventilační. Regenerační kabina je uzavřená, vydýchaný vzduch se regeneruje a doplňuje čistým kyslíkem z tlakových lahví. Používá se v prostředí bez atmosféry – u kosmických prostředků. Do ventilační kabiny se dodává upravený venkovní vzduch většinou odebíraný z kompresoru motoru. Používá se u letounů.


Na obrázku je schema jednoho z možných způsobů přetlakování kabin letounů. Do výšky 2,5 km tlak v kabině klesá stejně jako atmosférický. Pak zůstává konstantní až do určité výšky H a od této výšky se udržuje oproti atmosférickému tlaku konstantní přetlak (0,035Mpa). Výška H je taková, aby ve výšce cestovního letu Hcest byl tlak v kabině odpovídající 4 km.

Existují i další způsoby, v žádném z nich se ale neudržuje tlak odpovídající nulové výšce, protože není efektivní používat takový systém. Namáhání trupu od přetlaku je totiž i při použití systémů konstantního přetlaku značné, zejména z hlediska únavy materiálu.

12.4 Ocasní plochy

Vedle kormidel příčného řízení patří do tzv. prostředků stability a řiditelnosti.

Stabilita je schopnost letounu se po vychýlení z ustáleného letu (vnější příčinnou např. poryvem) vrátit zpět do tohoto ustáleného letu.

Řiditelnost je schopnost letounu přecházet z jednoho ustáleného letu do druhého-schopnost provádět manévry.


Pomocí orgánů řízení-výškovky, směrovky a křidélek se letoun otáčí kolem tří os - je řiditelný.

Stabilita je zajišťována pomocí křídla, kýlu (pevné části SOP-svislých ocasních ploch) a stabilizátoru (pevné části VOP-vodorovných ocasních ploch).

Následující schemata přibližují nejčastěji používaná uspořádání ocasních ploch.


Klasické uspořádání


„T“ ocasní plochy


Křížové uspořádání


Dvojité svislé ocasní plochy


Sdružené ocasní plochy – tzv. motýlkové

Pohyb letounu kolem osy x – klonění – je zajišťován pomocí orgánů příčného řízení – křidélek a popř. spoilerů.

U křidélek se většinou provádí diferenciace – výchylka nahoru je větší než výchylka dolů. Je to dáno tím, že při stejné velikosti výchylky křidélka má křidélko vychýlené dolů vyšší aerodynamický odpor než křidélko vychýlené nahoru. Toto nesymetrické rozložení odporu na pravém a levé křídle by pak letoun otáčelo do opačné zatáčky, než odpovídá jeho náklonu. Snahou je, aby aerodynamický odpor obou křidélek byl stejný, případně odpor křidélka vychýleného nahoru byl vyšší (letoun je pak otáčen do „správné“ zatáčky). To je zajištěno diferencováním jejich výchylky např. 21° nahoru, 17° dolů.


Pro menší rychlosti lze také použít tzv. Friseho křidélko. To má speciálně upravenou nosovou část, která při výchylce křidélka nahoru vystupuje z obrysu profilu a tím zvyšuje aerodynamický odpor. Při výchylce dolů zůstává nos ukryt v obrysu profilu. Velikosti výchylek křidélka nahoru a dolů se pak neliší.

Jako orgány příčného řízení se také používají rušiče vztlaku – spoilery. Vychyluje se vždy spoiler jen na jednom křídle. Při výchylce spoileru dojde k místnímu odtržení proudu a snížení vztlaku. Na opačném křídle zůstává spoiler zavřený, vztlak se nemění, takže nesymetrie v rozložení vztlaku způsobí klonění letounu. Výhodou spoileru je to, že odpor vychýleného spoileru (křídlo jdoucí dolů) způsobuje příznivý moment ve směru zatáčky.

Konstrukční provedení spoilerů jsou uvedena v kapitole 12.1-Nosná soustava.

Ke snížení závěsového momentu a tím i sil v řízení slouží plošky umístěné na odtokových hranách kormidel.


Vyvažovací ploška (trimer) slouží k vyvážení ustáleného režimu. Pilot si jejím přestavením může nastavit menší nebo i nulovou sílu v řízení.


Odlehčovací ploška (fletner) snižuje přírůstek síly v řízení při výchylce kormidla. Vychyluje se v závislosti na výchylce kormidla.

Výše uvedené plošky jsou stavitelné za letu. Existují ale i plošky nastavitelné pouze na zemi. Většinou se jedná o jednoduché plechy uchycené na odtokových hranách kormidel, jejichž přihnutím se eliminuje aerodynamická nesymetrie letounu vzniklá nepřesnostmi při výrobě. Jejich nastavení (přihnutí) se provádí po záletu nového letounu dle instrukcí zalétávacího pilota.

Výškovka, směrovka a křidélka se ovládají pomocí řízení letounu. Rozeznáváme hlavní soustavu řízení, pomocí níž se ovládají kormidla (výškovka, směrovka, křidélka) a vedlejší soustavu řízení, která slouží k ovládání dalších pohyblivých částí jako jsou klapky, příďové kolo, aerodynamické brzdy atd. Další výklad se bude zabývat pouze hlavní soustavou řízení.

Hlavní soustava řízení je rozdělena na ruční a nožní řízení. Pomocí ručního řízení pilot přes řídící páku nebo volant ovládá výškovku a křidélka (podélné a příčné řízení) a nožním řízením přes pedály směrovku (směrové řízení).

Toto řízení může být provedeno jako mechanické přímé nebo jako servořízení a nebo jako dálkové (fly-by-wire).

Mechanické přímé řízení se skládá z jednoduchých mechanických převodů od řididel (páka, pedály) ke kormidlům. Tyto převody se realizují pomocí převodových pák, táhel, lan, vodítek a kladek. Ruční řízení bývá většinou provedeno pomocí táhel (tuhý převod), nožní řízení bývá často lanové (pružný převod).

Servořízení může být vratné a nevratné.

U vratného servořízení pilot přes mechanický převod přímo ovládá kormidla. Překonává ale pouze část sil v řízení, zbytek vytváří posilovač řízení.

U nevratného servořízení pilot ovládá pouze řídící prvky (šoupátka) výkonného mechanismu (hydraulického válce), který pak ovládá kormidla. Toto řízení musí obsahovat „umělý cit“ neboli zařízení, které simuluje pilotovi síly v řízení, neboť pilot podle sil v řízení posuzuje zatížení letounu a s nulovými silami v řízení (nebo jen takovými, které jsou nutné pro přestavení šoupátek výkonného mechanismu) by snadno mohlo dojít k překročení provozních omezení letounu.

Celá soustava je doplněna ještě autopilotem a dalšími zařízeními.

Nevratné servořízení je nutné u nadzvukových letounů, neboť při překonávání zvukové bariéry se značně mění aerodynamické charakteristiky letounu a síly v řízení a to tak, že pilot klasickým přímým řízením není schopen v této kritické fázi letoun spolehlivě ovládat.


Nevratné servořízení se také používá u velkých dopravních a transportních letounů.

Dálkové řízení (fly-by-wire, fly-by-light) se skládá z řididel (většinou místo páky joystick), vyhodnocovacího zařízení (počítače), které znemožní provádět manévry, které by vedly k ohrožení letounu, elektrických nebo světelných kabelů, které přivádí řídící signál do výkonných mechanismů nacházejících se v blízkosti kormidel. Toto řízení v současné době začíná nahrazovat klasické servořízení nejen u vojenských nadzvukových letounů, ale i u velkých dopravních letounů (Airbus).

12.5 Přistávací zařízení

Přistávací zařízení umožňuje pohyb letounu po zemi popř. vodě, jeho vzlet a přistání. Musí zajistit stabilní pohyb po zemi (vodě) a pohltit (utlumit) nárazovou energii od přistání.

Přistávací zařízení může být kolové, lyžové, plovákové, u létajících člunů je tvořeno speciálně tvarovanou spodní částí trupu.

Jelikož podvozek tvoří velkou část hmotnosti letounu (4 – 8%), objevila se snaha o jeho úplné odstranění zavedením speciálních startovacích vozíků, které se po vzletu odhazují, nicméně většího rozšíření nedošla.

Základní typy (kolových) přistávacích zařízení jsou:

  • podvozek s ostruhovým kolem – záďový

  • podvozek s příďovým (nosovým) kolem – příďový

  • tandemový podvozek


Podvozek s ostruhovým kolem je historicky nejstarší. Hlavní kola jsou umístěna před těžištěm letounu, ostruha se nachází za těžištěm. Je konstrukčně jednoduchý a jeho hmotnost většinou vychází v porovnání s dalšími typy nejnižší. V současné době se ale používá jen u sportovních a zemědělských letounů, protože má horší stabilitu při rozběhu a doběhu, zhoršený výhled během pojíždění, neumožňuje intenzivní brždění po přistání (možnost převrácení přes příď), při přistání po dosednutí na ostruhové kolo může letoun odskočit, jelikož se zvětší jeho úhel náběhu.


Podvozek s příďovým kolem se rozšířil zejména se zavedením betonových letišť, používá se ale i na travnatých letištích. Hlavní kola jsou umístěna za těžištěm letounu, příďové kolo před těžištěm. K jeho výhodám patří dobrý výhled během pojíždění, je stabilní při rozběhu a doběhu, umožňuje intenzivní brždění po dosednutí (nehrozí překlopení přes příď). I když má vyšší hmotnost než ostruhový podvozek, díky jeho výhodám se používá na letounech prakticky všech kategorií.


Tandemový podvozek byl poprvé použit na letounu Boeing B-47. Vyznačuje se hlavními koly před a za těžištěm letounu a pomocnými koly po stranách na křídle. Nyní se používá zejména na kolmo startujících letounech, kde je potřeba robustní podvozek, který se lépe zatahuje do trupu. Tento podvozek ale neumožňuje zvýšit úhel náběhu letounu během vzletu, rozjezd probíhá beze změny postoje letounu.

13 VRTULNÍKY

Charakteristika

Vrtulník je motorové letadlo těžší než vzduch s poháněnými rotujícími nosnými plochami.

Rozdělení

Letadla s rotujícími nosnými plochami Bezmotorové Rotorový kluzák
Motorové Kombinované s pevnou plochou (konvertaplán)
Vírník
Vrtulník
Gyrodyn

Definice vybraných typů

Rotorový kluzák - je bezmotorové letadlo, udržující se ve vzduchu převážně účinkem volně rotujících nosných ploch, jejichž rotace je zajišťována dopředným pohybem vlekem za autem, lodí apod.

Vírník (Autogiro) - je motorové letadlo, udržující se ve vzduchu převážně účinkem volně rotujících nosných ploch, jejichž rotace je zajišťována dopředným pohybem, který je nahrazován tahem vrtule hnané motorem.

Konvertaplan - je motorové letadlo, které má motoricky poháněné rotory a má nosná křídla s motory. Při startu, visení a přistávání využívá aerodynamického vztlaku rotujících nosných ploch, ale při dopředném pohybu využívá vztlaku pevných ploch. K dopředném pohybu je využito tahu rotujících ploch.

Gyrodyn - je motorové letadlo, vrtulník, který využívá při dopředném letu tahu vyrovnávacího rotoru, umístěného na pevné ploše.

13.1 Pohonná soustava

Nosný rotor

Je nejdůležitější částí vrtulníku. Plní tři významné funkce a to: vytváří rozhodující podíl vztlaku, je zdrojem dopředného tahu a součastně slouží i k řízení vrtulníku. Nosný rotor se skládá z rotorové hlavy, rotorových listů, závěsů rotorových listů, tlumičů kmitání, dorazů a dalších systémů.

Aerodynamické zatížení rotorových listů


Při vodorovném dopředném letu vrtulníku je proudění na rotor nesouměrné, takže určení rychlostí a sil na rotoru je složitější než při visení. Poloha listu rotoru je určena úhlem azimutu, který se měří od zadní polohy listu a je kladný ve smyslu otáčení rotoru.


Listy pohybující se v rozmezí úhlů y =0°až 180° nazýváme listy postupující , kdežto v druhé polovině otáčky pro y =180° až 360° nazýváme listy ustupujícími. Na listech vzniká při tom nesouměrnost relativních rychlostí , takže postupující listy jsou obtékány proudem vzduchu o větší rychlosti (vznik většího vztlaku), ustupující o menší rychlostí (menší vztlak). Výsledný vztlak L rotoru nepůsobí tedy v ose rotoru , ale je vyosen o rameno c. Tím vznikne klonivý moment k těžišti vrtulníku Mx=L.c, který má snahu naklánět vrtulník na stranu ustupujících listů, obr.2.

V průběhu jedné otáčky rotoru dosáhne klonivý moment Mx dvakrát maxima a dvakrát minima. Tato periodická změna může přivodit v kymácení celého vrtulníku, což bývalo u prvních typů příčinou havárie. K zamezení přenášení klonivého momentu z rotoru na trup, se zavěšují listy na rotorovou hlavu přes vodorovný čep tzv. vztlakový závěs, dovolující mávání listu (v určitém rozsahu) ve svislé rovině.

Jinak řečeno, na postupujícím listu vzroste velikost aerodynamické síly, která způsobí mávnutí listu nahoru. Tímto pohybem vzhůru se zmenšuje efektivní úhel náběhu listu a tím i aerodynamická síla, jež způsobila mávnutí. Tím se list ustálí v nové rovnovážné poloze. Mávání je tedy periodická změna úhlu vzepětí listu, vyvolaná působením aerodynamických a hmotových sil na rotor při letu vrtulníku.


Pohyb listu kolem vztlakového závěsu vlivem Coriollisova zrychlení i namáhání v rovině rotace. Při mávnutí postupujícího listu směrem nahoru dojde ke zmenšení poloměru otáčení těžiště listu. Ze zákona o zachování energie rotujícího tělesa se musí úhlová rychlost vymávnutého listu zvětšit. Vzniká Coriollisova síla, která urychluje list ve smyslu rotace. Na ustupujících listech při mávnutí dolů působí Coriollisova síla proti smyslu rotace rotoru. Tím je během otáčky rotoru list dvakrát vystaven změně zatížení v rovině rotace, což by způsobilo nerovnoměrný kmitavý moment trupu zprava doleva a naopak. K odstranění tohoto nepříznivého otáčení vrtulníku a tím i strřídavého namáhání listů, jsou listy zavěšeny na rotorovou hlavu pomocí svislých čepů tzv. odporových závěsů dovolující kývání listů v rovině otáčení rotoru.

Dle způsobu zavěšení rotorových listů dělíme rotory na:

  • tuhé
  • polotuhé
  • kloubové

Rotory tuhé

Mají listy štíhlého profilu u kořene zúžené a značně pružné, zejména v rovině mávání. Ohybová pružnost listů nahrazuje oba závěsné klouby (vztlakový i odporový).

Rotory polotuhé

Mají listy vetknuté do rotorové hlavy s možností natáčení kolem podélné osy listu, resp. kolem křidélkovacího závěsu (kolektivní a cyklické řízení). Mávání se u těchto rotorů provádí zavěšením rotorové hlavy pomocí kloubu k rotorovému hřídeli, tak že oč se jedna strana rotoru sklopí, o to se druhá zdvihne. Typickým příkladem je vrtulník Bell Huey Cobra.

Rotory kloubové

Dle uchycení listů dělíme kloubové rotory na:

  • kloubové zavěšení listů
  • pružné uchycení listů
  • homokinetická rotorová hlava

Konstrukce rotoru

Rotorová hlava

je velmi důležitou a složitou částí rotoru, sloužící k připojení jednotlivých listů na hřídel rotoru a umožňující všechny požadované pohyby : mávání, kývání a křidélkování. Prostřednictvím rotorové hlavy se přenáší kroutící moment z rotorového hřídele na listy. Listy jsou jak již bylo řečeno připojeny kloubově.

Dorazy

pohyby kloubově zavěšených rotorových listů musí být z provozních důvodů omezeny dorazy, aby nedošlo ke kontaktu vzájemně mezi listy, trupem vrtulníku a aby na zemi otáčející se lity neohrožovaly obsluhu a cestující.

Tlumiče

u vrtulníků, které používají k zavěšení listů k rotorové hlavě také svislé čepy, může dojít ve fázi přistání a nebo při pojíždění po nerovném terénu k nebezpečnému jevu a to pozemní rezonanci. To je samobuzené kmitání, pro které je charakteristický poměrně rychlý nárůst amplitudy kmitání vrtulníku.Jedním z prostředků, které se používají k zabránění vzniku pozemní rezonance jsou tlumiče odtahování. Jsou to konstrukční prvky, upevněné na rotorové hlavě a které zabezpečují tlumení kmitů rotorových listů v rovině rotace. Používají se tři základní typy tlumičů: třecí , hydraulické a elastometrické.

Rotorové listy

listy vrtulníku mají půdorysný tvar obdélníkový, lichoběžníkový nebo kombinovaný. Aerodynamický profil listu musí splňovat následující požadavky:

  1. má být autostabilní, aby se zabránilo velkým řídícím silám
  2. poměr cy/cx má být co největší v co nejširší oblasti používaných úhlů nastavení
  3. tloušťka profilu má být na špičce listu malá vzhledem k vysoké rychlosti obtékání.
  4. profil má být pokud možno málo citlivý na nepřesnosti výroby.

U rotorových listů je velmi důležité správné rozdělení hmot s ohledem na aeroelastické vlastnosti listu a s ohledem na zabránění vzniku třepetání a síly v řízení.

Ocasní rotor

Jeho umístění je na konci trupu, vyrovnává reakční moment rotoru a zároveň slouží k ovládání vrtulníku kolem svislé osy, tj. k řízení směru letu. Je tvořen listy, hlavou a mechanismem pro změnu úhlu nastavení listů. Ocasní rotor je v podstatě stavitelnou vrtulí, jejíž listy jsou spojeny s hlavou s možností otáčení kolem podélné osy listu pomocí nožního řízení.


Vedle klasických vyrovnávacích rotorů je možno k vyrovnání reakčního momentu použít i některá další řešení, např. dne rozšiřujícím se systémem NOTAR (No Tail Rotor).

Tento systém má samostatné dmychadlo, umístěné v kořeni ocasního nosníku. Dmychadlo je poháněno náhonem od hlavního reduktoru. Vzduch od dmychadla prochází ocasním nosníkem a vystupuje tryskou v zadním otočném krytu. Natáčením tohoto krytu je možno měnit velikost vodorovné složky reakční síly vzduchu a směrově řídit vrtulník.

Pohonná jednotka

U vrtulníků jsou nejrozšířenější dva druhy pohonných jednotek, a to pístové a turbínové motory. Pístové motory se v minulosti hojně používaly, ale dnes už se vyskytují jen u lehkých sportovních vrtulníků a na jejich místo nastoupily turbínové motory.

Obvykle se používá dvou turbín umístěných vedle sebe v horní části trupu. Dvou proto, neboť předpisy vyžadují pro lety nad městem nebo obydlenou oblastí právě dva motory.

Dalším důležitým prvkem je reduktor, snižující otáčky turbín na otáčky rotoru a zároveň obsahující výstup i pro transmisní soustavu pohánějící ocasní rotor.Ve většině případů se jedná o planetové reduktory. Transmisní soustava se skládá z hřídele, spojek a brzd.

13.2 Trup

Má stejné funkce jako u klasického letounu. Koncepční řešení trupu je závislé na druhu vrtulníku, především na počtu a umístění rotorů, způsob vyrovnání reakčního momentu, druhu přistávacího zařízení, ale také požadavky na druh plnění úkolů a řada provozních požadavků jako třeba hmotnost a rozměry nákladu, počtu cestujících apod.

Přistávací zařízení

Přistávací zařízení je u vrtulníku určeno ke stání, pojíždění, vlečení, ale také k zajištění vzletu a přistání. Naprostou převahu mají kolové podvozky, ale poměrně rozšířené jsou lyžinové podvozky, určené pro přistávání na nezpevněných i zpevněných plochách. U námořních vrtulníků jsou užívána plováková přistávací zařízení. Varianty uspořádání a konstrukce podvozků jsou obdobné jako u klasických letounů.

Řízení vrtulníku

Vrtulník se řídí změnou velikosti a směru vektoru tahu nosného rotoru a změnou tahu vyrovnávacího rotoru. K těmto hlavním mechanickým systémům je nutné přiřadit také ovládání přípusti motorů, které bývá provázáno především s kolektivním řízením rotoru.

Kolektivní řízení

zabezpečuje změnu potřebné velikosti vektoru tahu kolektivní změnou úhlu nastavení listů nosného rotoru. Tímto systémem řízení, který je ovládán pákou po levé straně pilotovy sedačky, je možno uvést vrtulník do svislého stoupání nebo klesání, dosáhnout požadovaného stavu visení a zabezpečit konstantní letovou výšku při dopředném letu.

Cyklické řízení

ovládané pákou, umístěnou před pilotem, lze měnit výsledného vektoru tahu rotoru a dosáhnou tak dopředného letu vrtulníku, letu do stran ale i couvání. Systém cyklického řízení umožňuje cyklickou změnou úhlu nastavení listů nosného rotoru v průběhu každé otáčky.

Směrové řízení

je zabezpečeno pedály a slouží ke změně směru letu. Vzájemná vazba mezi ovládacími prvky řízení umožňuje dosáhnout změnu úhlu nastavení listů vyrovnávacího rotoru a tím měnit jeho tah.

Ovládání přípusti motorů

je pro základní změny režimu letu zabezpečeno regulační soustavou motorů většinou automaticky. Pro drobné korekce se používá plynová rukojeť, umístěná na páce kolektivního řízení. Každá změna režimu letu, vyvolaná zásahem do systému řízení, je provázena buď vzrůstem nebo poklesem odporu rotujících listů a následně tedy potřebou zvýšení nebo snížení výkonnosti motorů.

Pro cyklické a kolektivní řízení bylo vyvinuto několik systémů. K nejstarším a nejhojnějším mechanismům patří řídící deska neboli systém Sikorsky. Ta je tvořena vnějším nepohyblivým a vnitřním pohyblivým kroužkem. Oba kroužky vytvářejí společně s valivými elementy ložisko, které umožňuje přenos řídících impulsů z nepohyblivé části systému řízení na rotující části nosného rotoru. Pohyby od řídících pák jsou z řídící desky přenášeny na jednotlivé rotorové listy táhly, připevněnými k vnitřnímu rotujícímu kroužku. Řídící deska je ke hřídeli nosného rotoru uchycena kardanovým kloubem, který umožňuje její naklánění na všechny strany. Při pohybu pákou cyklického řízení se řídící deska vychyluje z roviny kolmé k ose hřídele nosného rotoru. Tím je docíleno cyklické změny úhlu nastavení jednotlivých listů v průběhu každé otáčky nosného rotoru a v konečném efektu pak naklonění vektoru výsledného tahu. Směr letu a jeho další parametry jsou dány vodorovnou složkou tohoto vektoru. Takovým způsobem je možno docílit libovolného horizontálního pohybu vrtulníku. Celý mechanismus řídící desky je ve své centrální části upevněn na náboj, který se posunuje v drážkovém vedení po hlavním rotorovém hřídeli. Posuv mechanismu zabezpečuje páka kolektivního řízení, jejíž pohybem směrem nahoru se v drážkovém vedení rovnoměrně posune nahoru i celá řídící deska. Výsledkem tohoto zásahu do řízení je změna úhlu nastavení všech rotorových listů a stejnou hodnotu.

U některých starších typů vrtulníků se k cyklickému a kolektivnímu řízení požívá systému nazývaného pavouk. Jedná se o řídící tyč, která prochází dutým hřídelem nosného rotoru a je ukončena rameny, spojenými pomocí táhel a ovládacími pákami rotorových listů. Řídící tyč je v dutině hřídele upevněna kloubem tak, že se může v určitém rozsahu naklánět na libovolnou stranu (cyklické řízení) a současně posouvat ve směru osy hřídele (kolektivní řízení).

Posledním systémem o kterém bude zmínka je systém výstředníkové desky, který byl navržen československým konstruktérem vrtulníků Ing. Šlechtou. Jedná se o systém, který pracuje na obdobně jako pavouk, avšak místo naklánění využívá excentricity jednoho ze tří talířů. Uvedený systém byl použit u několika našich typů jako je např. HC-2, HC-3.