Full resolution (JPEG) - On this page / på denna sida - Sidor ...
<< 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.
TekniskTidskrift
Att medelst modellförsök bestämma den kritiska
hastigheten möter också stora svårigheter, i det de
använda modellerna icke blott måste vara
geometriskt och dynamiskt likformiga med förebilden
utan även elastiskt likformiga.
I praktiken får man därför tills vidare nöja sig
med att söka bestämma den kritiska hastigheten
genom jämförelse med flygplan, vars
svängningsegenskaper man känner, och olika metoder för utförande
av denna jämförelse hava framkommit.
Sålunda har man i Tyskland infört begreppet
reducerad kritisk frekvens:
(Ok =
nn ■ t
vh
där t = vingdjupet för den svängande vingen i m.
vk = den kritiska flyghastigheten i m/sek.
n — vingens egensvängningstal pr sek.
I denna ekvation måste man för att kunna beräkna
den kritiska hastigheten känna såväl n som mk.
Egenfrekvensen n bestämmes direkt genom
vibrationsförsök, varvid flygplanet upphänges fjädrande
och förses med ett eller två excentriskt belastade
hjul. Genom att variera rotationshastigheten för
dessa kan egensvängningstalen för olika slag av
svängningar bestämmas genom att uppsöka de
varvtal, för vilka resonans inträda. Yid var och en av
de så erhållna resonansfrekvenserna bestämmes även
formen för svängningen, och då denna är känd, kan
den reducerade frekvensen bestämmas från andra
flygplan med liknande svängningsform. Resultatet
av ett tiotal sådana undersökningar av olika
flygplantyper utförda vid Deutsche Versuchsanstalt für
Luftfahrt har nyligen publicerats i en värdefull
uppsats av Küssner [10].
I England har en statistisk undersökning över
sambandet mellan flygplanvingars styvhet och
möjligheten för uppträdande av rodersvängningar utförts av
H. Roxbee Cox [8]. Under antagande av
likformig fördelning av massa och elasticitet kan man
visa, att vid geometriskt likformiga vingar med kon-
vingvikt per ytenhet <5 , , . .
stant —;-, ,-= uppträda böimngs-
vingens medeldjup c
rodersvängningar och vridnings-rodersvängningar
vid konstant
1 Jly 1 . /
V \ s resp. v V
Ws
s c2
där V — hastigheten (i ft./sek.)
s = vingens halva spännvidd (i ft.)
c = vingens medel djup (i ft.)
(5 = vingvikten pr ytenhet (lbs/ft.2)
l,p = vingens böjningsstyvhet (i lbs. ft./rad.)
m0 = „ vridnings „ „ „ „
Roxbee Cox har i sitt arbete beräknat storheterna
d
c’ V
i diagram återgivit de båda sistnämnda storheterna
\ V V/S 6tt ^emt*otal flyg’Plan
och
såsom funktion av . Härvid har V varit den
stör-c
sta hastighet, med vilken resp. flygplan flugits. Då
man därvid vet, om svängningar uppträtt eller icke,
är det möjligt att bland de erhållna värdena
uppdraga en approximativ gränskurva, angivande för
viss hastighet erforderlig styvhet såsom funktion av
den relativa vingvikten. Denna kurva måste
emellertid anses mycket osäker, emedan skevningsrodrens
obalans i de olika fallen ej angivits. Härtill
kommer att för flertalet undersökta flygplan någon
svängning icke har konstaterats, varför man ej vet hur
stor den kritiska hastigheten är. Punkterna för
dessa flygplan bidraga sålunda mycket litet till
erhållandet av en tillförlitlig gränskurva. Försök att
tillgodose kravet på likformighet, hava gjorts, dels
genom att utesluta alltför extrema vingtyper, dels
genom att indela flygplanen i grupper allt efter
principen för vingarnas förstagning, sålunda hava
fribärande monoplan, halvt fribärande monoplan och
biplan med enkla stöttpar behandlats var för sig.
I fig. 8 och 9 återgives det erhållna resultatet för
fribärande monoplan. Styvhetsvärdena l,p och m0
ha bestämts genom att vid en referenssektion, väld
i närheten av skevningsrodrets yttersta gångjärn,
belasta vingen och mäta, dels nedböjningen † vid
sektionens elastiska axel, dels sektionens vridningsvinkel
0. Härav beräknas L, och*ma då
V C. ^
7 PS2 U T
l,,: = - j- och m(., = @
där P = belastningen i elastiska axeln (i lbs.),
T = vridande momentet (i lbs. ft.) och
s = referenssektionens avstånd från vingroten
(i ft.).
I de olika ländernas byggnadsbestämmelser för
flygplan hava under de senaste åren vissa
föreskrifter tillkommit för att söka förhindra svängningar
av nu beskrivet slag.
Fullständigast i detta avseende torde f. n. de tyska
bestämmelserna vara, vilka utkommo i januari 1935.
I dessa uppgives att för vingar av vanligen
förekommande byggnadssätt och med utbalanserade
skevningsroder är den reducerade frekvensen
jint
ml; = - < 0,9.
vk —
Vidare bör vingens
vridningsstyvhet, G1T [y) > q F*-y2 kgm2,
Q
där q = v2max, varvid vmax är den för flygplanet
gällande maximala hastigheten vid dykning
och q0 — lufttätheten vid marken,
q = lufttätheten på den högsta höjd, vid vilken
q kan uppnås.
Betydelsen av F* och y framgår av fig. 10.
För segelflygplan är i Tyskland den bestämmelse
gällande, att vingarnas egenfrekvens icke får
understiga 120 svängningar pr min.
De engelska och amerikanska
byggnadsbestämmelserna föreskriva endast i vissa fall utbalanserade
roder. I de engelska bestämmelserna fordras
dynamisk utbalansering för skevningsroder på alla
monoplan och för biplan, då mera än halva
skevningsrodrens spännvidd befinner sig utanför yttersta
stöttparet. Detta sistnämnda gäller dock icke, om
det på något sätt kan bevisas, att vingarna besitta
4
18 jan. 1936
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
