Full resolution (JPEG) - On this page / på denna sida - H. 11. 17 mars 1945 - Reaktionsdrift för flygplan, av Alf Lysholm
<< 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.
302
TEKNISK TIDSKRIFT
Fig. 3. Reaktionsmotor enligt Lorin (1903).
Fig. 5. Keaktionsplan enligt Campini (1932). A
lwgtrycks-kabin, B luftintag, C tvåstegs centrifugalkompressor, D
stjärnmotor, E kylare, F förbränningskammare, G
ringformat blandningsmunstycke, H avloppsmunstycke, I
regleringskon, K reglerbara öppningar, L regleringsring.
detta sätt (se Tekn. T. 1944 s. 1449) och kräva
mycket långa startbanor. På grund av hög
bränsleförbrukning samt svårighet att starta och
manövrera torde denna anordning ej vara
lämplig för drift av flygplan.
En ur bränsleförbrukningssynpunkt betydligt
bättre anordning erhölls med system C. Enligt
denna drivs en luftkompressor av en vanlig
förbränningsmotor. Härvid kan ett högre tryck före
förbränningen erhållas, vilket medför att
reaktionskraften per kg genomströmmad luftmängd
samt verkningsgraden avsevärt ökas. Nackdelen
med denna anordning är att vikten är för stor
och att bränsleförbrukningen ävenledes är
betydligt högre än vid propellerdrift med
förbränningsmotor.
Den anordning, som har de bästa möjligheterna,
framgår av fig. 2 D. Enligt denna drives
luftkompressorn av en gasturbin, som utnyttjar de
förbränningsgaser, vilka alstras i ett
förbränningsrum anordnat efter kompressorn. För att
driva kompressorn åtgår över hälften av det till-
Fig. U. Reaktionsmotor enligt
Harris (1917). A tvåcylindrig
motor, B lågtrycksfläkt,
C förbränningskammare,
D bränsletank, E brännare,
F avloppsrör.
gängliga arbetet i förbränningsgaserna. Resten
utnyttjas i ett avloppsmunstycke på samma sätt
som förut. Även med denna anordning erhålles
en mycket hög bränsleförbrukning vid nu
vanliga flyghastigheter. För närvarande torde man i
gynnsamma fall kunna räkna med 10 % termisk
verkningsgrad vid en flyghastighet av 540 km/h
samt 15 % vid 900 km/h.
På grund av att propeller ej finnes samt
motståndet av motorns kylluft bortfaller äro dessa
verkningsgradssiffror ej så låga som de förefalla.
Antar man en propellerverkningsgrad av 80 %
för den lägre och 75 % för den högre hastigheten
samt 3 % kylluftmotstånd skulle dessa värden
på den termiska verkningsgraden motsvara en
"ekvivalent" bränsleförbrukning för
motsvarande bensinmotor av ca 500 g/hk vid 500 km/h och
300 g/hk vid 900 km/h. Om det är möjligt att
erhålla dessa propellerverkningsgrader eller att
med propellerdrivna plan uppnå 900 km/h är
dock tvivelaktigt. Bränsle- och oljeförbrukningen
för en modern luftkyld motor är i medeltal 370
g/hk vid maximal belastning och 220 g/hk vid
marschfart. För kommersiella ändamål kan dock
en lägre förbrukning erhållas vid marschfart,
motsvarande 180—200 g/hk.
Denna jämförelse visar att en reaktionsmotor i
bränsleförbrukningshänseende bör bli jämförlig
med eller t.o.m. bättre än en modern flygmotor
vid maximallast och mycket hög hastighet,
medan däremot bensinmotorn är betydligt
överlägsen vid marschfart.
I vikthänseende torde reaktionsmotorn bli
betydligt överlägsen. Medan en bensinmotor väger
ca 0,5 kg/hk för motorn enbart motsvarande 0,8
—1 kg/hk för hela motorinstallationen inklusive
propeller, kan en reaktionsmotor troligen byggas
för mellan 0,1 och 0,2 kg/hk. Vidare torde en
reaktionsmotor avsedd för höga flyghastigheter
kunna utföras med betydligt mindre frontarea för
samma dragkraft. På grund av dessa
omständigheter — låg vikt och lågt skadligt motstånd —
torde det vara möjligt att för vissa ändamål
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
