Full resolution (JPEG) - On this page / på denna sida - H. 34. 20 september 1955 - Flygplansskrovets värmeupptagning, av Olle Ljungström
<< 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.
13 september 1955
759
Flygplansskrovets värmeupptagning
Civilingenjör Olle Ljungström, Linköping
Bland de mer eller mindre svåra hinder eller
"barriärer", som efter hand dyker upp och
bromsar den flygtekniska utvecklingen mot allt högre
farter, torde den nu aktuella värmevallen vara en
av de svåraste (Tekn. T. 1952 s. 162, 1954 s. 903).
Det blir här frågan om värmeproblem, som man
inte kan kringgå på något enkelt sätt. Den
aerodynamiska uppvärmningen är ett väl känt och
verifierat faktum17. Det gäller emellertid att få
fram material och utrustning, som håller för
denna värme, samt att i största möjliga mån
mildra dess verkningar, t.ex. i form av
värmespänningar. För detta krävs nya konstruktiva
lösningar, nya material och en myckenhet
forskning inom material- och hållfasthetsområdena.
Man förfogar sedan länge över väl utvecklade
teorier för värmeöverföring och termoelasticitet,
som t.ex. gasturbinteknikerna är väl förtrogna
med, men tillämpningen av dessa teorier på
flygplanskonstruktioner innebär dock många nya
problem för framtiden.
Skalhållfasthetsteoretikern måste vänja sig vid
att tänka termoelastiskt och att rätt värdera sina
material ur värmehållfasthetssynpunkt.
Hållfasthetsprovningen av flygplanets skrovenheter
kompliceras avsevärt genom tillkomsten av de nya
värmeparametrarna. Så t.ex. uppstår svårigheter
med modellprov vid instationära värmetillstånd
i kombination med normala flygpåkänningar, då
modellreglerna blir komplicerade och mycket
svåra att uppfylla. Material- och
hållfàsthetslabo-ratorierna måste utöka sina resurser för de nva
proven i värme.
Det nu tillgängliga underlaget för
värmeöverföringsberäkningar måste kompletteras med
empiriska data för nya material och för olika
element i praktiska skalkonstruktioner.
Värmeproblem vid ett överljudsreaflygplaii
Vid ett typiskt framtida överljudsreaflygplaii
uppstår bland annat följande värmeproblem vid
flygning med måttlig överljudsfart (M = 1,5) på
olika höjder, fig. 1. Ytterskaltemperaturen blir i
medeltal 50—145°C, det högre värdet vid
flygning på låg höjd, det lägre på höjder över 11 km.
Bammluften i luftintagen blir något varmare,
cirka 55—150°C, vilket ger svårigheter t.ex. med
materialval för reamotorns kompressor.
Reamotorn kan bli uppvärmd till 250—260°C
533.6.011.6
utvändigt vid kompressor- och
brännkammarde-larna och upp till 400°C vid utloppsmunstycket.
Trots införande av strålningsskydd för den
omgivande strukturen, kan t.ex. kroppsspanten
invändigt uppvärmas till 100—200° C, medan i
vissa flygtillstånd, låg fart på hög höjd, spantens
ytterfläns mot skalet kan hållas vid —40° C.
Detta kan uppenbarligen ge stora
värmespän-ningar i kroppsspanten redan vid underljudsfart.
Kabinen måste hållas vid en för föraren
någotsånär dräglig temperatur (högst 30°C) och
diverse utrustning och funktionssystem tål endast
viss begränsad uppvärmning (tabell 1).
Man måste alltså ordna med kylning för alla
dessa enheter, såvida de inte kan isoleras
tillfredsställande från rammluften. För elsystem
och andra system, som producerar förlustvärme,
blir dock kylning nödvändig.
Ytterluften är tyvärr till föga nytta som direkt
kylmedium, eftersom den vid inströmningen i
flygplanet bromsas upp och då antar en
temperatur, som närmar sig stagnationstemperaturen.
Man tvingas att tillgripa separata kylmedier eller
att utnyttja varm avtappningsluft från
reamotorns kompressor, då man har readrift. Genom
att först kyla denna luft med rammluft och
därefter låta den avge energi genom expansion i en
kylturbin, kan den lätt kylas ned till så låga
temperaturer, att den blir användbar som kylmedium
eller som ventilationsluft för kabinen.
Den för ett bemannat flygplan ännu så länge
nödvändiga transparenta kabinhuven, innebär
ett problem för sig (Tekn. T. 1954 s. 1110).
Man kan i huvudsak uppdela flygplanets
värmeproblem i stationära och icke-stationära.
Fig. 1. Uppvärmning civ ett reaflygplan vid M = 1,5; 1
ytter-skal (temperatur 50—H5°C), 2 luftintag (rammluft 55—
150°C), 3 kompressor (maximalt 250°C), 4 brännkammare
(utvändigt 200—260°C), 5 utloppsrör (utvändigt 350—
400° C), 6 luftkylt strålnings skydd (160°C), 7 "actuator" för
stabilisator (160°C), 8 spant kring motorn (120—200°C),
9 plexiglashuv, 10 elektronik, 11 automatkanon. 12
hydrau-lik. 13 gummiring. 14 bränsletank (se tabell 1).
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
