Full resolution (JPEG) - On this page / på denna sida - H. 40. 30 oktober 1948 - Flygindustrin och den flygtekniska forskningen, av Frid Wänström
<< 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.
23 oktober 1948
699
läge igen. Belastningsbestämmelserna har därför
också varit mycket summariska. Nu har man
möjlighet att under hela manövern samtidigt
registrera roderutslag, hastighet, acceleration och
spänningar, och grunda säkrare
belastningsbestämmelser på resultaten.
Lufttrycksfördelningen på vingen, kroppen och
luftintag etc. kan man numera också mäta vid
flygning med hjälp av tryckdosor, placerade
under små fina hål på ett stort antal ställen på
vingen och kroppen. Härigenom kan man
studera lokala överhastigheter samt
kompressionsstötar resp. avlösningar, och samtidigt få kontroll
på tillförlitligheten av vindtunnelmätningarna.
Flygprovforskningen öppnar sålunda nya
tillförlitliga vägar och måste bedrivas med all
möjlig intensitet. Amerikanarna har slagit in på den
linjen i stor skala genom sina
experimentflyg-plan, t.ex. XS-1 (Tekn. T. 1947 s. 269; 1948 s. 46).
Nödvändigt forskningsunderlag
för konstruktion av flygplan för överljudfart
Man kan mycket snart vänta sig, att
bombflygplanen skall ha en hastighet som kommer att
ligga ganska nära ljudhastigheten. För att hinna
fatt dem och komma i skjutläge bör
jaktflygplanen vara snabbare och alltså kunna flyga med
överljudfart. Vi kommer inte ifrån detta faktum.
Vi måste med det snaraste igenom "ljudvallen"
på ett eller annat sätt. Nu råder ganska delade
meningar om vad detta egentligen innebär.
Enligt alla kända vindtunnelmätningar inträffar
strax innan ljudhastigheten uppnås mycket
svåra och plötsliga störningar i stabiliteten och
lyftkraften för att inte tala om den häftiga
motståndsökningen. Uppgifterna att tre så olika
flygplantyper som Bell X-l, North American F 86
och nu senast de Havilland 108 "Swallow"
(Tekn. T. 1948 s. 666) har kommit över
ljudvallen ger dock en viss anledning till optimism.
Vi måste emellertid först och främst få klarhet
om trim- och stabilitetsförhållandena vid M =
= 0,85 — 1,2. Vi vet endast, att
tryckcentrum-läget vid underljudfart ligger på ungefär en
fjärdedel av vingkordan från framkanten räknat
och vid överljud på omkring halva vingkordan,
samt att mycket häftiga momentändringar ofta
inträder vid M = 0,8 — 0,9. Längre kommer vi
inte med våra nuvarande vindtunnlar. Men vad
händer vid M = 0,95, 1,0, 1,1 etc.?
Små sidförhållanden (t.ex. hos "delta"-vingar)
synes ge mjukare trimändringar och är, som
förut framhållits, gynnsamma i flera
konstruktionshänseenden och bör därför ägnas ett ingående
studium. Hur blir det med roll- och
girstabiliteten, och start- och landningsegenskaperna? Vid
små sidförhållanden blir landningsvinkeln
mycket hög, 30—40° (nuvarande 15—20°).
Landningstekniken och landställskonstruktionen för
dylika förhållanden måste sålunda även utredas.
För profilvalet gäller, om man skall använda en
ren överljudsprofil med knivskarp nos och
dåliga låghastighetsegenskaper, eller om en
"vanlig" höghastighetsprofil med rundad nos
fortfarande kan användas. Detta sammanhänger även
med vingens pilform. Genom denna ernås som
bekant att kompressibilitetsbesvären uppskjuts
till högre hastigheter, genom att i princip endast
den komposant av flyghastigheten, som är
vinkelrät mot vingframkanten, kommer med i
räkningen. Liksom eljest i tillvaron kan man
förmoda, att ett uppskjutande av besvärligheterna
bara förvärrar dem, när man till slut ändå
kommer dit. Somliga forskare framhåller också, att
skall man verkligen genom ljudvallen och flyga
med M > 1,2, bör man ha rak vingframkant.
Sedan har vi trim- och styrningsproblemen. Vi
vet, att med vanliga bakkantroder är
rodereffektiviteten ringa eller ingen vid M ;> 0,88, medan
framkantroder fortfarande är verksamma. En
komplikation är det dock att i underljudområdet
erhålles lyftkraftökning genom nedfällning av
vingnosen (ökad välvning), medan i
överljud-området nosen måste vridas uppåt
(anfallsvin-kelökning) för att ge samma resultat.
Beträffande motorfrågan vill jag endast
hänvisa till fig. 3, som utgör ett försök till
uppskattning av motståndskoefficienten samt erforderlig
dragkraft resp. effekt upp till M = 2 för ett i dag
modernt jaktflygplan med ca 25 in2 vingyta och
på 10 km höjd. Det är visserligen sant, att
motståndskoefficienten har ett maximum vid M =
= ca 1,1 och sedan sjunker något, men för att
få erforderlig dragkraft måste vi multiplicera
den med hastighetens kvadrat (v2), och för att
få erforderliga effekten — som i viss mån är ett
mått på bränsleförbrukningen — måste vi
multiplicera med hastighetens kub (v3). Vi finner då,
att i ovanstående fall måste vi ha omkring 11
gånger så stor effekt eller ca 65 000 hk för att
fördubbla hastigheten (från 1 000 till 2 000
km/h). Härav framgår, att vi måste nedbringa
motståndskoefficienten till bråkdelar av sin nu-
Fig. 3. Motståndskoefficient Cx samt erforderlig
motordrag-kraft T och effekt N för ett jaktflygplan på 10 km höjd,
som funktion av verkliga hastigheten Vterli. i,
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
