Full resolution (JPEG) - On this page / på denna sida - 1960, H. 33 - Jetdrivna passagerarflygplan, av Gösta Magnusson
<< 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.
Fig. 6. Airco
DH-121.
spänningsfluktuationer kan överlagras, vilket
gör det svårt att beräkningsmässigt bestämma
säkerheten mot utmattning. Kollationering av
beräkningarna genom utmattningsprov av
skilda slag är därför ofrånkomlig.
Ett av de mera anmärkningsvärda och mest
kostsamma proven är det s.k. vattentankprovet.
Det introducerades vid kontrollprovningen av
Comet-planet, efter det att ett par till en början
oförklarliga haverier inträffat 1954 (Tekn. T.
1955 s. 721; 1956 s. 155), och har nu allmänt
accepterats som ett standardprov för
jettransportplan.
En flygkropp i full skala eller en väsentlig
del av kroppen nedsänkes under provet i en
jättestor, vattenfylld tank. Ett varierande
övertryck införes inuti flygkroppen, som likaledes
är vattenfylld och har alla öppningar
omsorgsfullt tätade. Tryckvariationen sker enligt ett
program, som simulerar kabintryckändringen
från start till landning under en genomsnittlig
flygning. Eventuellt införs i vinginfästningen
de från vingbelastningen härrörande
krafterna, såsom dessa variera under en dylik
flygning, varvid även en eller flera vindbyar antas
förekomma.
Vattnets inkompressibilitet gör det möjligt att
låta tryckvariationerna ske snabbt, och tiden
för en cykel, motsvarande en flygning om fle-
Fig. 7.
Strdlre-verseringsan-ordning för
bromsning av
DC-8.
ra timmar, kan nedbringas till några minuter.
Ett prov motsvarande flera tiotusentals
timmars sammanlagd flygtid kan på detta sätt
genomföras på några veckor. Provet avslöjar om
några med hänsyn till utmattning svaga
punkter finns i strukturen.
Ett myndighetskrav är, att konstruktionen av
jettransportplan så långt möjligt är skall vara
"fail-safe". Detta innebär ifråga om strukturen,
att brott på ett enstaka element ej skall kunna
bli katastrofalt. Brister ett kraftupptagande
element, skall belastningen automatiskt
överföras till närliggande element, vilka skall ha
tillräckliga säkerhetsmarginaler för att kunna
uppta de extra belastningarna, till dess skadan
kan repareras.
Rätt självklart är dock, att "fail-safe"-kravet
ej kan uppfyllas i alla avseenden, när det
gäller strukturen. När så ej är möjligt, skall
konstruktionen i stället besitta säker livslängd,
vilket skall demonstreras genom praktiska prov.
Den strukturella uppbyggnaden av
jetflygplanen följer i övrigt i stort sett den praxis som
tillämpats vid de senaste propellerflygplanen.
Alla kraftupptagande delar i innerstrukturen,
liksom utvändiga skalytor, paneler och
roderytor är utförda i metall. Övervägande är det
lättmetaller — i första hand
aluminiumlegeringar — som utgör huvudparten av
strukturvikten, men även stål och titan utnyttjas i viss
omfattning.
Flygkropp
Vid samtliga nu aktuella jetplan är kroppen
utförd som semimonocoque-konstruktion, dvs.
skalet är kraftupptagande men har inre
för-styvningar i form av tvärgående spant och
längsgående lister, longeronger.
Tvärsektionsarean är konstant till större
delen av kroppslängden. Den idealiska
tvärsektionen är med hänsyn till det inre övertrycket
den cirkulära, och den har valts för Comet,
Caravelle och Airco DH 121. Den formen ger
emellertid förhållandevis små lastrum. I
kort-distansplan är detta acceptabelt. I
långdistans-planen, där kraven på lastrumsutrymmena är
större, ges tvärsektionen en oval form med
vertikal storaxel. Vid DC-8 och Boeing 707 är
tvärsektionen sammansatt av två cirkelbågar
med golvet i passagerarkabinen placerat
mellan cirkelbågarnas skärningspunkter
("doubble-bubble"), fig. 8.
De största lasterna i kroppsstrukturen verkar
i partiet ovanför mittvingen. Kroppen skall
här dels uppta det inre övertrycket och dels
överföra momentet från stjärtstyrverket till
vingen. Konstruktionen måste därför här —
liksom i kroppen bakom vingen — vara
kraftigare än i framkroppen. I regel väljs tjockare
skalplåt i detta parti och longerongerna
placeras här tätare än i frampartiet. Vid DC-8 är
sålunda plåttjockleken i framkroppen 1,2—2
mm under det att den över mittvingen och i
bakkroppen är ända upp till 8 mm.
I Convair-jetplanen har man gått så långt med
TEKNISK TIDSKRIFT 1 960 H. 33 S57
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
