Full resolution (JPEG) - On this page / på denna sida - H. 38. 22 oktober 1949 - Luftintag för reaktionsflygplan, av Hans Olof Palme - Flygtekniska forskningsresultat i USA under 1948, av Lennart Franzén
<< 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 oktober 1949
763
bringande av radar och beväpning m. m. Det
ligger därför nära till hands att uppdela intaget i
två lika delar, symmetriskt belägna i skopor på
kroppssidan. Sådana intag förekommer i många
fall, bl.a. på det svenska från propellerdrift
ombyggda J 21 R. Olägenheterna med dylika intag
har ovan behandlats. För att skopintagen skall
uppvisa acceptabla egenskaper fordras en
mycket omsorgsfull ærodynamisk detaljutformning,
vilket bl.a. framgår av utvecklingen av
skopintagen på det amerikanska flygplanet Lockheed
P 80 Shooting Star2.
Vingrotintagen är ur ærodynamisk synpunkt
på flera punkter avsevärt fördelaktigare än
skopintagen, men erbjuder konstruvtiva svårigheter
genom sin placering i ett redan förut besvärligt
konstruktionselement. Ett omfattande
utvecklingsarbete av tvådimensionella vingintag har
utförts av NACA varav framgår3 att såväl
maximala lyftkraften som det kritiska Machtalet hos
en profil kan ökas genom ett rätt utfört
vingintag, samtidigt som inströmningsförlusterna bli
små. Rent tvådimensionella vingintag torde dock
sällan kunna anbringas på ett
höghastighetsflygplan enär vingens tunnhet icke tillåter
genomföring av tillräckliga luftmängder. Intagen måste
därför normalt placeras i en förtjockad vingrot.
Utvecklingen av ett dylikt intag4 på det
amerikanska flygplanet McDonnel FH-1 Phantom visar ett
slutresultat helt skilt från de tvådimensionella
utföringsformerna. Olägenheterna såväl med
ving-rots- som skopintagen minskas väsentligt i fallet
med två i vingroten placerade motorer med var
sitt intag, varvid de inre krökarna bortfaller.
Flushintag har hitintills använts mycket
sparsamt och torde för erhållande av goda
inströmningsförhållanden fordra ett omfattande
utprov-ningsarbete. Ehuru flushintagen är de enda vid
vilka yttre störningar vid cA = 0 helt kan
undvikas, kan man dock ej bortse ifrån att de är
mycket olämpliga vid högre cA -värden än
konstruktionsvärdet samt vid stora anfallsvinklar.
Utprovning av luftintag
Vid nykonstruktion av ett luftintag torde en
normal väg vara att först bestämma.luftintagets
huvudtyp och placering och sedan utprova den
aerodynamiska detaljutformningen genom
successiva vindtunnel- eller flygförsök. Luftintagets
egenskaper bestämmes härvid genom
uppmätning av inströmningsförlusterna samt genom
iakttagelser av de yttre störningarna, i första
hand kompressionsstötar och avlösning. En god
hjälp vid den mer kvalitativa bestämningen av
egenskaperna utgör upptagandet av
tryckfördelningar längs luftintagets ytor.
Vid modellförsök måste hänsyn tas till
modellskalan. Detta kan ske med hjälp av storheterna
Reynolds’ tal li, som är bestämmande för
gränsskiktsströmningen, och Machs tal M, som be-
stämmer kompressibilitetseffekterna. För
Reynolds’ tal, i vilket bl.a. ingår produkten av
hastig-hëten och en för modellen representativ längd,
gäller att vid modellförsöken ha ett värde, som
i förhållande till fullskalevärdet ligger på samma
sida om — vanligen över — ett visst kritiskt
Reynolds’ tal. Även om den ingående
längdenheten blir liten torde överkritiska Reynolds’ tal i
allmänhet kunna ernås vid modellförsök i
vindtunnlar. För Machs tal, som är kvoten mellan
den verkliga hastigheten och ljudhastigheten,
gäller att rätt M-värde erfordras för riktiga
förhållanden. På grund av bristen på
höghastighets-vindtunnlar är emellertid detta ej alltid möjligt.
Vid låga hastigheter utförda försök ger dock i
många fall tillräckligt underlag för bedömning
av egenskaperna upp till den hastighet vid vilken
ljudhastigheten lokalt uppnås någonstans vid
luftintaget. Att beakta är härvid att
tryckökningen in i luftintaget blir större vid kompressibel
strömning än vid inkompressibel och att därför
avlösningsrisken ökar. Hänsyn härtill kan tas
genom att vid de inkompressibla försöken
använda ett lägre och kritiskt cA-värde. Den
ekvivalenta storleken på detta kan enkelt beräknas
på basis av endimensionell förlustfri strömning.
Litteratur
1. Baals, D D, Smith, N F & Wright, J B: The Development and
Application of High-Critical-Speed Nose Inlets. NACA Wartime Rep.
L-729, 1945.
2. Johnson, C L: Development of the Lockheed Jet Fighter
Air-plane. J. aeronaut. Sci. dec. 1947.
3. Racisz, S F: Development of V/ing Inlets. NACA Wartime Rep.
L-727, 1944.
4. Blatz, W J: Air Inlets and Nacelles. J. aeronaut. Sci. Preprint
214, 1948.
Flygtekniska forskningsresultat i USA under 1948.
I årsrapporten för 1948 över den flygtekniska
forskningsverksamheten vid National Advisory Committee for
Aero-nautics framhåller man, att de vunna resultaten inte varit
så betydelsefulla för utvecklingen sedan bröderna Wrights
motorflygningar. Ljudets hastighet har överskridits flera
gånger med bemannade försöksflygplan, och man har nu
möjligheter att få tillräckligt underlag för att bygga
militära flygplan, som normalt kan operera vid överljudfarter.
Rapporten innehåller en detaljerad översikt av
forskningsresultaten inom olika flygtekniska områden såsom
aerodynamik, flygmotorteknik, flygplankonstruktion och
flygsäkerhet.
Aerodynamik. Såväl framkant- som bakkantklaffar måste
användas för att få tillräckligt stor maximal lyftkraft och
goda överstegringsegenskaper vid de mycket tunna vingar,
som är nödvändiga för höghastighetsflygning. En 6 \%
tjock vinge försedd med nedvridbart nosparti samt
bakkantklaffar undersöktes. Försöken utfördes vid höga
rey-noldska tal och låga machtal. De visade dessutom, att en
klaff på vingnosens översida i allmänhet ger en större
lyftkraftsökning än motsvarande klaffanordning på dess
undersida. Båda klafftyperna medför en framflyttning av
vingens aerodynamiska centrum vid stora anfallsvinklar.
Deltavingar med mycket stort sidförhållande och en
pilform på 60° och mer har visat sig vara lämpliga upp emot
machtalet 2,0. Inga allvarliga störningar i
längdstabiliteten vid vingens högsta machtal i likhet med nu använda
vingtyper har kunnat påvisas vid deltavingar. Beräkningar
ger vid handen, att en mycket tunn rak vinge med framåt
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
