Full resolution (JPEG) - On this page / på denna sida - Sidor ...
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
Below is the raw OCR text
from the above scanned image.
Do you see an error? Proofread the page now!
Här nedan syns maskintolkade texten från faksimilbilden ovan.
Ser du något fel? Korrekturläs sidan nu!
This page has never been proofread. / Denna sida har aldrig korrekturlästs.
Teknisk Tidskrift
C:
M
<p
96
0,0126
= 7 620 kgm.
Fig.
Resultat av ett torsionsprov med skolflygplanet
"Viima"s flygkropp.
verkar på flygkroppens stäv. Förlängningarna i de
olika rören mätas med tillhjälp av H u g g e n b e
r-g e r s tensiometrar. För att man ur försöket med
reducerad modell skall kunna erhålla tillförlitliga
resultat, bör modellen konstrueras sålunda, att
förhållandet mellan de respektive delarnas
tvärsnitts-ytor så vitt som möjligt överensstämmer med
förhållandet i verkligheten. Att de erhållna krafterna
äro riktiga, kan kontrolleras till exempel vid
pilotöppningen, varvid deras bestämmande medelst
beräkning är ganska lätt att utföra. Detta
förfaringssätt har givit fullständigt tillfredsställande resultat.
Utförande av ett dylikt torsionsprov kan ofta även
i andra fall vara av nytta. Om flygkroppens
torsions-styvhet är för liten, så kan det under vissa
flygrörelser uppstå torsionsvibrationer i flygkroppen genom
lösryckning av luftströmmen från vingen eller
flygkroppen. Vibrationernas uppkomst är förutom av
flygkroppens elastiska egenskaper beroende av
höjd-och sidorodrets ytor FH och Fs, styrytornas
tröghetsmoment lL i förhållande till flygkroppens axel och av
flygplanets maximi-liorisontalhastighet vh. Man kan
förutsätta att vibrationer i flygkroppens bakre del ej
komma att framträda, ifall flygkroppens elastiska
konstant C uppfyller villkoret:
C>
It. ■ vh
— FH + FS
Värdet av den elastiska konstanten C kan man på
experimentellt sätt bestämma ur likheten M = C ■ <p,
vari M är det å flygkroppen verkande
torsionsmomen-tet och cp stävens torsionsvinkel i förhållande till
vingens förbindningsställe. Vi skola belysa detta
med ett praktiskt exempel, som berör ovannämnda
skolflygplan "Viima"s första prototyp. Man
konstaterade, att det uppstod vibrationer i flygkroppen,
bland annat i spin. Då utfördes med den reducerade
modellen ett torsionsprov, som omräknat för
flygkroppen i naturlig storlek gav de å fig. 6 synliga
resultaten. Då M = 96 kgm, var cp — 0,0126 absoluta
vinkelenheter. Härav erhåller man för flygkroppens
elastiska konstant C-värde:
Då man i den ovannämnda formeln insätter värdena
1L — 2,30 kgms2, Fh -f Fs — 5,33 m2, vh == 52 m/s, så
märker man, att den elastiska konstanten borde vara
C = 9 300 kgm, följaktligen betydligt större än det
uppmätta värdet, för att vibrationerna icke skulle
uppstå. Enligt fig. 6~ uppstår den största
formförändringen i flygkroppens bakre del. På grund härav har
man i den andra prototypen förstorat flygkroppens
genomsnittsyta vid detta ställe, varigenom
vibrationer ej mera förekommit.
Om som studieuppgift föreligger en mycket
komplicerad, till exempel flerfaldigt statiskt obestämd
konstruktion, så kan man ofta på ett fördelaktigt sätt
bestämma spänningarnas fördelning med tillhjälp av
celluloidmodeller. Celluloid ägnar sig mycket väl för
dylika ändamål, ty den är billig, lätt att bearbeta, och
dess elasticitetsmodul är liten. Redan relativt små
krafter giva upphov åt så stora formförändringar, att
de kunna uppmätas med tillräcklig noggrannhet.
Fig. 7 föreställer flygplanet "Tuisku"s celluloidmodell
av vingbalkens beslag. De äro gjorda i naturlig
storlek och fästa med bultar vid trästycket, som
motsvarar vingbalken. Vid modellens belastning med
50 kg vikt uppstod det formförändringar av lämplig
storlek, som uppmätts med Huggenbergers
tensio-meter. Undersökningen visade sig på så sätt positiv,
att det slutliga beslaget fått en betydligt annan form
än vad ursprungligen varit föreslaget.
I vissa fall, då bestämmandet av stavkrafterna och
böjningsmomentens ytor har vållat svårigheter, liar
man använt "nollpunktens" metod. Enligt denna
metod bygges av fjädrande ståltråd en modell för
systemet, vars statiska natur bör undersökas. Då
denna modell belastas med yttre krafter, märker man,
att vissa delar av den böja sig oo-formigt under
inverkan av uppstående böjningsmoment. I
inflexions-punkten av en dylik del bör böjningsmomentet vara
noll. Vi kunna tänka oss att i dessa punkter äro
belägna friktions-lösa led, utan att
konstruktionens
inre
spänningstillstånd härav
förändras.
Samtidigt uppdelar
sig systemet i
flera enkla
system, vars
krafter och
böjnings-momentytor lätt
kunna
bestämmas.
I
flygplankonstruktioner bör
man ägna
särskild uppmärksamhet åt
stabilitetsföreteelser.
Den enklaste av
dessa är
knäck-ningen av en rak
centriskt belastad
stötta. Då flyg-
Fig. 7. Celluloidmodell av
vingbalk-beslaget från övningsplanet "Tuisku".
30
16 april 1938
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
