Full resolution (JPEG) - On this page / på denna sida - H. 7. 15 februari 1955 - Andras erfarenheter - Skärpta byggnadsbestämmelser för svetsade fartyg, av N Lll - Motorer för trafikflygplan, av hop
<< 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.
15 februari 1955
139
segt stål för svetsade fartygskonstruktioner, något som
tydligen tillmäts den allra största betydelse (enligt Lloyd’s
Register 13 dec. 1954). N Lll
Motorer för trafikflygplan. Fart- och höjdprestanda,
transportekonomi m.m. för framtida gasturbindrivna
trafikflygplan kommer i stor utsträckning att bestämmas av
vilken motortyp, som används. De varianter av
gasturbinmotorn, som närmast är aktuella, är med användande
av deras engelska namn: "turbo-jet", "turbo-prop" och
"ducted fan". Vanligaste svenska beteckningar är
reaktionsmotor, propellerturbin och "ducted fan"-turbin.
Samtliga dessa tre motorer arbetar i princip med samma
termodynamiska cykel för att skapa energi. Skillnaden ligger i
sättet att överföra energin till en dragkraft på flygplanet
och i verkningsgraden vid denna överföring.
De motorkarakteristika, som är av största intresse för
flygplankonstruktören, är bränsleförbrukning och
motorvikt. För att få motorvikten låg vill man ha en så hög
specifik dragkraft, dvs. dragkraft per massflöde genom
motorn, som möjligt. Detta nås enklast genom
förbränning till en hög temperatur före turbinen, vilket
underlättas om man inför särskild turbinkylning m.m. Hög
turbintemperatur ger emellertid för en ren reaktionsmotor
hög strålhastighet och därigenom sämre propulsiv
verkningsgrad. Trots något bättre termodynamisk
verkningsgrad leder därför i detta fall en ökning av den specifika
dragkraften till en ökning av specifik bränsleförbrukning,
fig. 1 t.v.
Det är visserligen möjligt att minska
bränsleförbrukningen genom ökat tryckförhållande i kompressorn, men även
detta leder till större motorvikt. Varje försök att hålla
nere motorvikten ger sålunda en ökning i
bränsleförbrukningen.
Man kan härav dra den slutsatsen, att det för varje
flygplantillämpning med given flygsträcka finns en optimal
reaktionsmotor, vars bränsle- och motorvikt tillsammans
är minimum.
Orsaken till den försämrade bränsleekonomin vid höga
turbintemperaturer var för reaktionsmotorn den ökade
strålhastighetens försämrande inverkan på den propulsiva
verkningsgraden. Det bästa sättet att råda bot härpå är att
öka massflödet i det propulsiva systemet, t.ex. genom att
absorbera så mycket som möjligt av motorns gasenergi i
ytterligare turbinsteg och sedan mekaniskt överföra denna
energi till en propeller. Detta är vad som sker i
turbo-propmotorn, som även får en belt ändrad
bränsleförbruk-ningskaraktäristik, fig. 1 t.h. Utan uppoffring av
bränsleekonomi kan man här få lägre motorvikter genom högre
turbintemperaturer. Samtidigt ökas emellertid vikterna
genom propellertillsatsen.
Fig. 1. Specifik bränsleförbrukning för, t.v.
reaktionsmotorer, t.h. propellerturbinmotorer;–► vid varierande
turbintemperatur, –-y kompressortryckförhållande.
Fig. 2. Propellerverkningsgrad för propellrar av dagens
kvalitet och av kvalitet 1940;–-genomräknade propeller-
alternativ, – enveloppen till tänkbara propellrar; o
värden från flygprov.
Fig. 3. Propulsiv verkningsgrad för turbinmotorer;
mass-flödesförhållande 0 svarar mot ren reaktionsmotor.
Förutsättningen för att en gynnsam karaktäristik skall
erhållas är att propellerverkningsgraden är hög. På grund
av ogynnsamt kompressibilitetsinflytande sjunker
emellertid denna verkningsgrad kraftigt vid machtal större än ca
0,75, fig. 2. Detta machtal kommer därför att representera
den högsta fart, där turbo-prop med fördel kan användas.
Inflytandet av kompressibiliteten på propellern kan dock
undvikas genom att bygga in denna i en flygplanfast
kanal, där hastigheten är lägre än flyghastigheten. Detta är
vad som sker i "ducted fan"-motorn. Graden av
förbättring av den propulsiva verkningsgraden i förhållande till
ren reaktionsdrift (fig. 3) bestämmes här främst av
mass-flödesförhållandet ("by-pass ratio"), dvs. förhållandet
mellan massflödet i propellerkanalen och i motorn. Av
konstruktiva skäl är förhållanden större än ca 2 icke rimliga.
För ren reaktionsdrift är förhållandet noll och för
turbo-prop-drift ca 100.
Man kan använda de propulsiva verkningsgraderna (fig.
3) för att beräkna bränsleförbrukningen (fig. 4). Man
finner att installationsvikten av motorerna kommer att
förhålla sig omvänt som bränsleförbrukningen. För att kunna
bedöma vilken motor som i varje speciellt fall lämpar sig
bäst, måste man därför räkna igenom ett antal
flygplanprojekt och jämföra dessa. Man kan även försöka göra
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
