Full resolution (JPEG) - On this page / på denna sida - H. 20. 20 maj 1952 - Aerodynamiska problem vid konstruktion av överljudsflygplan, av Hans Olof Palme - För precisionsskalor med tät delning
<< 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’
475
För vingar av här aktuell form vandrar
dessutom tryckcentrum vid underljudfart framåt
med ökande anfallsvinkel. Främsta
tryckcen-trumläge erhålles uppenbarligen vid landning,
varför detta flygtillstånd kommer att bestämma
tyngdpunktsläget. Vid ökande underljudfarter
minskar anfallsvinkeln och tryckcentrum flyttas
bakåt, för att vid övergången till överljudfart ta
ytterligare ett kraftigt steg bakåt. Tillgängliga
informationer ger vid handen att denna
tryck-centrumvandring sker kontinuerligt även inom
det transsoniska fartområdet, oin vingen är tunn
samt har stor pilform och litet sidförhållande.
Eljest kan vandringen bli oregelbunden eller
in-stationär.
Denna tryckcentrumvandring innebär att
stabiliteten hos flygplanet, och därmed behovet av
trimning, ökar med ökande fart och blir speciellt
stor vid överljudfart. Det som ovan har sagts om
stabilitetens inverkan på rodervinklar och
roderlaster ävensom på trimmotstånd vid överljudfart
visar det olämpliga i en för stor stabilitet.
Svåraste problemet härvidlag torde vara att med av
mekaniska eller effektivitetsskäl begränsade
rodervinklar kunna trimma ut de höga lyftkrafter,
som behövs för att åstadkomma önskade
lastfaktorer i sväng eller upptagning på höga höjder.
Härnäst svårast torde vara att mekaniskt klara
de höga manöverkrafterna på rodren.
Jämförelse mellan olika projektutformningar
En jämförelse mellan motståndets ungefärliga
fördelning för några olika tänkta projekt har
givit vid handen att denna är ganska oberoende av
projektets utformning. Vid överljudfart erhålles
sålunda följande ungefärliga sammansättning av
miniinimotståndet:
°/o
Tryckmotstånd vinge ........... 40
kropp .......... 15
stjärtparti ...... 15
•Friktionsmotstånd ............. 20
Interferens m.m................ 10
Till detta kominer luftintagsmotstånd samt
inducerat motstånd. Man kan därför grovt anse att
tryckmotståndskoefficienterna för vinge enbart,
fig. 5, är representativa för hela flygplanets
motstånd. Jämföres nu två vingar enligt följande:
sidförhållande ....... 4 2
pilvinkel ............ 45° G5°
Fig. 9.
Tryck-centrumlägen
för rena
tri-anyelvinyar
vid över- och
underljudfart.
Fig. 10. Planform hos jämförda pil- och deltavingar.
finner man att motståndskoefficienten vid M —
1,4 för det större sidförhållandet, pilvingen, är
ungefärligen dubbelt så stor som för det lägre,
deltavingen.
Jämföres nu maximala lyftkraftskoefficienten
för landning enligt fig. 8 erhålles även här en
dubbelt så hög koefficient för pilvingen. Antas
nu flygplanen ha samma vikt, innebär detta att
flygplanet med deltavingen för samma
landningsfart enligt ekv. (5) måste ha dubbla
ving-arean i förhållande till flygplanet med pilvingen,
fig. 10. Då även motståndskoefficienterna enligt
ovan stod i proportionen 2:1, erhålles nu
slutligen att flygplanens absoluta motstånd vid
överljudfart blir lika. Härtill kommer att även
absoluta spännvidden och därmed topphöjden
blir lika för de båda fallen.
I första ögonblicket synes det nu som 0111
flygplanets utformning ur dessa synpunkter vore
likgiltigt. Antagandet ovan att vikten för de båda
utformningarna var lika är emellertid oriktigt.
Vikten för pilvingen blir högre än för den
strukturellt sett mycket gynnsammare deltavingen.
Betraktas exempelvis bygghöjderna i vingens
rotsnitt, blir dessa för deltavingen nästan tre gånger
så stora som vid pilvingen. Kroppen på
deltavingen kan dessutom göras slankare, då vingens
stora volym i detta fall kan användas för tankar,
landställ etc.
Såväl maximifart som topphöjder blir sålunda
gynnsammast för en deltavinge och skälet härtill
är väsentligen att deltavingen kan byggas med
mindre vikt än andra utformningar. Deltavingen
har dessutom fördelen att den aerodynamiskt blir
mycket slank, varför risken för
stabilitetsstörningar eller nedsatt manöverförmåga inom det
transsoniska fartområdet blir liten. Den
omständigheten att en deltavinge av stabilitetsskäl
vid landningen ej kan förses med konventionell
stabilisator bör numera, sedan flera deltaflygplan
framgångsrikt flugit, ej längre betraktas såsom
en osäker faktor.
För precisionsskalor med tät delning har en legering
av 65 »/o koppar, 18 fl/o nickel, 16 °/o zink och 1 ’% bly visat
sig särskilt lämplig på grund av sina friskärande
égen-skaper, ljusa färg och låga värmeutvidgningskoefficient.
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
