Full resolution (JPEG) - On this page / på denna sida - H. 35. 30 september 1950 - Flygplans manövrerbarhet, av Göran Axell
<< 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.
856
TEKNISK TIDSKRIFT
Flygplans manövrerbarhet
Flygingenjör Göran Axell, Stockholm
Föreliggande artikel utgör dels en bearbetning
av de dynamiska och aerodynamiska sambanden
vid kurvflygning med för höghastighetsflygning
lämpliga parametrar, dels redogörelse för några
aktuella manöverteknisk-taktiska problem i
samband med luftstrid vid höga farter. Samtliga
diagram har utarbetats så att de enligt min åsikt
motsvarar representativa värden för
jaktflygplan av i dag och möjlig utveckling till
över-ljudsflygplan av i morgon.
Aerodynamiska förutsättningar
De tröghetskrafter, som uppstår då ett flygplan
utför en manöver, brukar tillsammans med
flygplanets egen vikt sammansättas till en
resulterande kraft, uttryckt i multiplar av den egna
vikten, som motverkas av vingarnas lyftkraft.
Studeras t.ex. ett flygplan under stationär
plan-sväng, erhålles enligt fig. 1 L = n • G, där n er-
hålles ur (/iG)J = (?H- )
\g R)
(1)
där
G v2
a R
är centrifugalkraften och n lastfaktorn.
Fig. 1. Krafter vid
stationär
plan-sväng; to
vinkelhastighet i
horisontalplanet, K
svängradie, L
lyft-kraft, G flygvikt,
[-bankningsvin-kel,-]
{+bankningsvin-
kel,+} v
flyghastighet, n lastfaktor.
Fig. 2. Maximala flygkoefficienter Cl variation med
Macli-talet för flygplan med pilvinge.
629.135.073
Lastfaktorn n begränsas teoretiskt av den
lyftkraft, som flygplanet kan åstadkomma, så att
TI max ’ G = Lmax ~ CLmax ’ Q ’ S (2)
där G är flygplanets vikt, Lmax maximal
lyftkraft, CLmax maximala lyftkraftskoefficienten,
q dynamiska trycket (qv"/2) och S vingytan.
Det är fördelaktigt att införa Mach-talet M
(dvs. förhållandet mellan flyghastigheten v och
ljudhastigheten i det omgivande mediet a). Man
kan visa att a = f/y.P/Q, där x = cp /cv — 1,4,
P är aktuellt lufttryck och q luftens täthet.
Härigenom erhålles
ov~
<1 = o’ =
qM2 a2
2
K PM’
= 0,7 PM2
varför ekv. (2) kan skrivas
rim ax —
CLmax • 0,7 PM2
(3)
(4)
där G/S är flygplanets vingbelastning.
Maximala Ivftkraftskoefficientens variation med
Mach-talet har principiellt utseende enligt fig. 2.
Den i figuren markerade "buffeting"-gränsen är
ekvivalent med kritiskt Mach-tal ur
manöver-eller lyftkraftssynpunkt för ett
höghastighetsflygplan med profil och planform konstruerade
för underljudsfarter. Studeras CL som funktion
av M för konstanta oc (jfr fig. 3) framgår
nämligen, att lyftkraften kraftigt minskar vid ett
visst Mach-tal, vars värde minskas med ökande
anfallsvinkel.
Den häftiga lyftkraftsminskningen torde i
allmänhet kunna sägas bero på, att strömningen
avlöses på grund av en kompressionsstöt, dvs.
ljudhastigheten har lokalt överskridits. Ett
flygplan, som ej är konstruerat för den åtföljande
kraftiga trimändringen, har härvid uppnått sin
manöverkritiska hastighet. Genom en lämpligt
väld profil och planform och genom en snabb
acceleration genom det transoniska området kan
trimändringen minskas, varför genom lämpliga
uttrimningsanordningar ett flygplan konstruerat
härför mycket väl kan tänkas passera
"buf-feting"-gränsen.
Vid starkt pilformade flygplan med triangulär
planform uppnås lyftkraftsmaximum först vid
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
