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.
27 maj 1952’
473
ning, varför denna ur aerodynamisk synpunkt
blir den mest betydelsefulla av flygplanets delar.
Även andra betydelsefulla delar finns dock,
såsom luftintag och roder, vilka influerar kraftigt
på ovannämnda aerodynamiska storheter och
vilka dessutom erbjuder svåra lokala
formgivningsproblem.
Motstånd
Viktigast är att få ett lågt motstånd vid
över-ljudfart. Detta erhålles med vingar med extremt
tunn profil, stor pilform och litet sidförhållande,
dvs. pil- och deltavingar, medan raka vingar är
av sekundärt intresse.
Speciellt viktigt är att vingens framkant ligger
helt inom den vid överljudfart från spetsen
utgående stötkonen. Vinkeln till denna ökar med
Mach-talet och är 45 ° vid M = \J2. En pilform på
framkanten av minst (fi = 50° är sålunda
nödvändig. I fig. 5 visas hur motståndskurvorna går
upp i en topp vid det Mach-tal där stötkonen
ligger an mot vingens framkant. I verkligheten
erhålles ej toppen lika markant som teorin anger.
Som synes lönar det sig att använda extremt stor
pilform, vilket med nödvändighet innebär att
även sidförhållandet blir litet, dvs. att vingen blir
av deltaform.
Även profilen har betydelse, speciellt relativa
tjockleken mot vars kvadrat vågmotståndet är
proportionellt. För deltavingar bakom stötkonen
bör dessutom maximala tjockleken ligga
förhållandevis långa fram på kordan och
bakkant-vinkeln vara liten. En avrundning av profilnosen
synes i detta fall ha mindre betydelse och en
ändlig bakkanttjocklek kan även utan olägenhet
användas. Ovannämnda tryckinotståndsvärden har
beräknats med lineariserad teori, vilket innebär
att vissa förenklingar gjorts i den exakta teorin
för att få lösbara ekvationer. Giltigheten av
denna teori torde vara begränsad till Mach-tal över
1,2—1,3. Även där visar dock experiment värden
som kan vara upp till 20 % lägre, vilket bl.a.
framgår av i fig. 5 inlagd experimentell kurva.
Motståndets variation med Mach-talet uppvisar
emellertid en god principiell överensstämmelse.
Till tryckmotståndet skall läggas
friktionsmotståndet, vilket vid mycket höga Reynolds tal,
med god noggrannhet kan beräknas under
antagandet att gränsskiktsströmningen kring
vingen är helt turbulent.
Att beräkna motståndet för aktuella vingar
inom det transsoniska fartområdet låter sig ännu
icke göras. Tillgängliga experimentella
motståndskurvor, mestadels erhållna genom försök
med raketdrivna eller fallande
friflygningsmodel-ler, ger dock vid handen att för pil- och
deltavingar av aktuell form blir kurvorna flacka och
når endast obetydligt högre värden än de vid
överljudfart beräknade. Motståndstoppen synes
vid kroppar och raka vingar ligga ungefär vid
Fig. 6. Erforderliga areor för luftintag vid olika farter och
höjder.
M = 1; vid pilvingar flyttas den upp till 1,2
—1,3 för att vid deltavingar, som mer likna
kroppar, åter flyttas närmare M = 1. Ett väsentligt
villkor för erhållandet av en kontinuerlig och
flack motståndskurva genom det transsoniska
området är att vingens relativa tjocklek är liten.
Villkoret gäller även strömningens
störningsfrihet och stabilitet.
Det inducerade motståndet utgöres vid
överljudfart i första approximationen endast av en
komponent av vingens normalkraft. Vid vingar
med avrundad profilnos svepta bakom
Mach-konen uppstår dock en sugkraft vid den runda
nosen, som minskar vingens tangentialkraft och
därmed synbarligen det inducerade motståndet.
Effekten, som vid överljudfart är liten, uppstår
ju även vid underljudfart och blir där stark
utom vid vingar med litet sidförhållande och
tunn profil, där avlösning mycket tidigt uppstår
vid profilnosen. Aktuella vingar ger därför vid
underljudfart förhållandevis låga ellipsfaktorer
av storleksordningen e = 0,5—0,7; vid
överljudfart erhålles ännu lägre värden. Ett med
lyftkraften ökande motstånd vid överljudfart är
även det som erhålles på grund av roderutslagen
för trimning. Vid stor stabilitet kan detta
motstånd bli av samma storleksordning som det
inducerade, men bör normalt kunna hållas lågt.
Luftintag
Det är mycket stora luftmängder som går
genom en reaktionsmotor för ett jaktflygplan.
Luftintaget och inströmningen till motorn är
därför väsentligt, icke endast såtillvida att
inströmningsförlusterna påtagligt minskar motorns
dragkraft, utan även däruti att flygplanets yttre
motstånd påverkas. Betydelsen av att välja rätt
storlek på luftintagets inloppsarea framgår i
princip av fig. 6 och 7.
Gränskurvorna i fig. 6 innebär vid
underljudfart den area vid vilken luftintaget vid rätt luft-
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
