Full resolution (JPEG) - On this page / på denna sida - H. 38. 19 oktober 1954 - Aerodynamisk uppvärmning av flygplan vid höga hastigheter, av Hans Olof Palme
<< 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.
19 oktober 1954-
903
Aerodynamisk uppvärmning av flygplan
vid höga hastigheter
Civilingenjör Hans Olof Pcilme, Linköping
Sedan "ljudbarriären" väl övervunnits reser sig
ett nytt hinder, "värmebarriären", för
fartökningen hos moderna stridsflygplan (Tekn. T.
1950 s. 872, 1952 s. 162). Denna barriär innebär
att det genom aerodynamisk uppvärmning
uppstår så höga temperaturer i flygplansskrovet att
materialets hållfasthet nedgår, stora
värmespänningar bildas och avsevärda kyleffekter åtgår för
att hålla en lämplig arbetstemperatur för
besättning och utrustning. Konstruktiva besvär av
denna art uppträder redan vid 75—100°C, vilket
är ett aktuellt värde för flygplan som redan idag
är i tjänst. För framtidens plan kan åtskilligt
högre temperaturer förvänt-as, varvid de
värmetekniska problemen i många fall kan få
avgörande betydelse för flygplankonstruktionen eller
kan sätta en gräns för den högsta fart som får
användas.
De svåraste problemen beträffande
ljudbarriären har varit av aerodynamisk art. Genom att ge
flygplanet lämplig form kan man mildra eller
eliminera de aerodynamiska störningar som
uppträder i ljudfartsområdet. Värmebarriären kan
ej kringgås på motsvarande sätt. Det är en
konstruktiv och hållfasthetsteknisk fråga att få
flygplanskrovet att motstå dessa temperaturer och
att uppta det värme som alstras med bibehållen
flygsäkerhet och funktionsduglighet. Vid
lösningen av dessa problem måste man dock noga
veta vilka temperaturer som uppstår, hur
mycket värme som alstras och hur värmet leds in i
flygplanstrukturen. De två första av dessa frågor
är av termo-aerodynamisk art och skall
behandlas här. Den sista frågan är ett
värmeledningsproblem av förhållandevis normal typ.
Allmänna samband
På ett flygplans ytterytor bildas genom friktion
ett tunt "gränsskikt", (fig. 1) där
strömningshastigheten ändras från noll vid ytan till
friströmmens värde. Denna uppbromsning av
strömningen medför en omvandling av
rörelseenergi till värme. Antas omvandlingen ske
adiabatiska dvs. utan värmeutbyte med omgivning-
533.6.011.G
en, kan de temperaturer som bildas lätt
beräknas ur energiekvationen:
.2
T — cp’ To (1)
v i
Y + c,
där v är strömningshastighet, T absolut
temperatur och cp specifikt värme vid konstant tryck.
Närmast ytan där hastigheten är noll, skulle
man alltså få den "adiabatiska
stagnationstemperaturen" T0. Energiekvationen kan för luft
även skrivas
To_
T
= 1+0,2 M2
(2)
där M är strömningens machtal.
Nu är inte strömningen adiabatisk. Genom
tem-peraturgradienter leds värme bort och genom
friktionen bildas dissipationsvärme.
Temperaturen vid ytan Te blir lägre än den adiabatiska
stagnationstemperaturen T0, fig. 1. Man brukar
här införa en återvinningsfaktor r enligt
sambandet
Te - T
To - T
Sambandet (2) ändras härigenom till
Te
T
= 1 +0,2ril/2
(3)
(4)
Återvinningsfaktorn ligger som kommer att
visas i det följande mycket nära värdet 1, varför
Fig. 1. Schematisk hastighets- och temperaturfördelning
närmast en överströmmad yta; t.v. hastighetsfördelning
vid laminär och turbulent gränsskiktsströmning, i mitten
temperaturfördelning vid värmejämnvikt, t.h.
temperatur-fördelning vid värmeöverföring från strömningen till ytan.
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
