Full resolution (JPEG) - On this page / på denna sida - Häfte 28. 13 juli 1929 - Belastning av flygplan, av Bo Carlsson
<< 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.
370 b
TEKNISK TIDSKRIFT
29 juni 1929
120
100
<30
<30
40
20
0
-20
t 1
Tabell för profil 412. - = -
[-Anfallsvinkel-]
{+Anfalls- vinkel+} ca cw
— 8,9° — 12,6 8,78 6,5
— 6,0 6,2 1,61 12,9
— 4,6 16,0 1,52 15,1
-3,1 25,9 1,67 16,2
— 1.0 35,s 2,10 19,1
— 0,2 45,5 2,52 22,0
1,3 55,1 3,11 24,2
2,8 66,0 3,95 27,6
4,2 75,6 4,95 29,3
5,7 8,6 85,0 6,10 31,5
102,0 8,70 35,0
11,6 114,3 11,4 38,0
14,6 122,9 11,8 39,2
Fig. 1. Undersökningsresultat från Aerodynamischer Versuchsanstalt zu Göttingen. (ca; cw\ cm) 100 = Ca\ Cw; Cm.
7
För störtflygning är denna motståndskoeff. praktiskt
taget densamma, under det cw för bärytan ändras.
T polardiagram avläses c"u-b för ca = 0 och totala koeff.
blir därmed
_ r»
C ■— c"
Is... - O
+
Ur ekv. 1 fås hastigheten, v , vid störtflygning
nom att ersätta c„ med c„
v„ —
J°. 2
V F y .<
(5 a)
Är flygplanet försett med motor, torde hastigheten
bliva något mindre på grund av propellerns motstånd.
Antages därför, att = cw, så fås ur ekv. (3) och
(1) störtflygningshastigheten något mindre:
./G v
V° = V\N-jT75
(5 b)
Föres maskinen ur det stationära tillståndet med
hastigheten vy (fullkomligt stationär är i verkligheten
icke vid någon flygning rörelsen!) beskriver den en
bana med krökningsradien R. Centrifugalkraften
är då
P= Massan Xaccelerati°nen
.....................«■>
Den belastning, som ett flygplan således har att
upptaga, är
Sa-G = P ..................... (7)
Fordras, att en viss säkerhetskoeff. — S skall
läggas till grund för hållfasthetsberäkningarna, så
erhålles en slutgiltig belastningskoeff. — n, varmed
flygvikten under normalt flygtillstånd skall multipliceras
för undersökande av påfrestningar i flygplanet:
nA = sA • S..................... (8)
För att bestämma sÄ — — =––y- antages,
n G g ■ R
att
anfallsvinkeln ändras, så att ca icke = 0, men att
hastigheten vy är oförminskad
G
9
v.
2
V_ _
R
G
c . F — v 2
a 9 vy
R =
y ■ ca
(9)
Således kan s erhållas =
SA =
g ■ R
Ca
Cw
(10)
Då flygplanet uppfångas vid ca erfar det samtidigt
ett motstånd i bantangentens riktning. Även här
göres det antagandet att vy = hastigheten vid
störtflygning.
Wb = bärytans motstånd
Wk = övrigt skadligt motstånd
Totalmotståndet är alltså:
W = Wt + Wk
40 %ek
Q 05 Oi 0.1
b 8,25 15 17,7 19,5 19,5 19 18 15,6 13 9,75 5,9 0
b 8,25 3,15 1,5 0,3 j 0 0,6 1,05 33 3,6 3,3 2,4 0
a° —8,48 —5,47 —2,43 0,62 3,66 6,76 9,74 12,77 15,75
ey — 8,5 12,95 34,1 55,6 77 96 113 125,s 100,1
Cx 0,726 1,083 1,595 2,756 4,552 6,616 8,216 12,68 25.25
S5!.? II «|M. 11,9 21,4 20,2 16,9 14,5 13,7 9,9
Cm 8,75 18 22 29 37 45 50,5
Fig. 2. Profil: St. Ac. 29 A. S. C. !
Undersökningsresultat från tek-
niska avdelningen av Sous-Secrétariat de 1’Aéronautique.
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
