Full resolution (JPEG) - On this page / på denna sida - H. 20. 20 maj 1952 - Aerodynamiska problem vid konstruktion av överljudsflygplan, av Hans Olof Palme
<< 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.
470
TEKNISK TIDSKRIFT
Fig. 1. Stötbilder vid t.v. liög underljudfart, t.h.
överljud-fart.
ökar flygplanets motstånd. Vid underljudfarter
(M<1) uppstår sådana stötar vanligtvis först
på vingens översida enligt fig. 1. Stötarna tilltar
i styrka ju närmare M = 1 man kommer. Vid
överljudfarter (M > 1) uppstår med ökande
Mach-tal allt starkare stötar vid vingens
fram-och bakkanter. Dessa stötar blir sneda med en
vinkel enligt fig. 1 i stort anknytande till
Mach-vinkeln
tg," =
(3)
Snedheten innebär att stötarna relativt sett är
svagare.
Om man nu ser på motståndskoefficienten för en
vinge kommer denna att variera med Mach-talet
i princip enligt fig. 2. Vid låga farter utgörs
motståndet endast av friktion. Vid det kritiska
Mach-talet Mkrit ökar koefficienten plötsligt i samband
med att kompressionsstötar uppstår på vingen,
och ett stöt- eller tryckmotstånd tillkommer.
Koefficienten når sedan ett maximum,
motståndstoppen, vid M æ 1 eller något däröver, då
sammanlagda relativa stötförlusten är störst.
Detta utseende hos kurvan för
motståndskoefficienten har troligen verksamt bidragit till talet
om en "ljudvall", som måste genombrytas för att
nå överljudf art. Kurvan gäller emellertid endast
motståndskoefficienten och icke totala
motståndet. För detta erhålles en ständigt stigande kurva
enligt fig. 2.
Flygmekaniska problem
Vid projektering av ett flygplan utföres
väsentligen tre olika typer av beräkningar, för vilka
kännedom om de aerodynamiska krafterna och
momenten behövs, nämligen prestanda och
manöverberäkningar, stabilitetsberäkningar och
hållfasthetsberäkningar. Stabilitet gäller främst
flygplanets jämvikt eller rörelse kring sin
tyngdpunkt, prestanda och manöver tyngdpunktens
rörelse i rymden. Hållfastheten gäller
strukturens förmåga att motstå de aerodynamiska
lasterna.
Fullständiga beräkningar av detta slag kan man
ej utföra förrän flygplanet är i huvudsak färdigt.
För att beräkna de aerodynamiska
egenskaperna måste man nämligen känna flygplanets yttre
former. Därjämte måste motorns dragkraft,
flygplanets vikt, tröghetsmoment, tyngdpunktsläge,
strukturens uppbyggnad etc. vara känd. De
fullständiga beräkningarna blir därför oftast blott
en slutlig kontroll av att allt är som man från
början avsett.
Prestandaanalys
Under projekteringsarbetet vill man egentligen
arbeta den motsatta vägen och ur önskade
prestanda komma fram till den formgivning av
flygplanet som tillfredsställer dessa. Delvis kan
detta icke ske på annat sätt än genom en
steg-för stegprocess:
projektering—beräkning—förnyad projektering, tills önskade prestanda nås.
Delvis kan man ha god hjälp av prestandaanalys.
Härvid försöker man ur beräkningsekvationerna
ta frain storheter som är typiska för flygplanets
formgivning eller aerodynamiska kvalitet, och på
dessa ställa krav baserade på önskade prestanda.
Ett exempel härpå utgör landningsfarten. Enligt
definitionen på lyftkraftskoefficienten gäller
2
Lyftkraften =^-CLS=W (4)
där W är flygplanets vikt. Vid landning erhålles
Vi
W
s
(5)
Här är vingbelastningen W/S en
konstruktionsparameter och CLmox ett aerodynamiskt
kvalitetstal hos flygplanet och på dessa kan, utgående
från en önskad landningsfart v,, samhörande
krav ställas. Liknande kan ske för andra
prestanda och försök sedan göras att
beräkningsmässigt finna den bästa utformningen av
flygplanet.
Svårigheterna härvidlag ligger dels i att
prestandakraven är så många att entydiga lösningar
icke ges, utan en bedöinningsmässig kompromiss
mellan olika krav ändå alltid måste göras. Dels
inkommer ett vikt- och utrymmesberoende som
icke alltid är beräkningsbart. Viktberoendet
belyses av ekv. (5). Av någon anledning erhålles
en viktökning hos flygplanet, och man vill öka
Fig. 2.
Principiella motstånds- och [-dragkrafts-kurvor-]
{+dragkrafts-
kurvor+} som
funktion av
Mach-talet.
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
