Grundläggande aerodynamik, del 6

Transkript

1 Grundläggande aerodynamik, del 6 Motstånd Laminära profiler Minskning av inducerat motstånd Förhållande mellan C D,0 och C D,i Höghastighetsströmning 1 Laminära profiler Enl. tidigare: Typen av gränsskikt har stor betydelse för friktionsmotståndet Viktig faktor i utvecklingen av hastighet/räckvidd/ekonomi för flyget Designa profiler där gr.skiktet är laminärt över en så stor del av vingen som möjligt Vilka faktorer styr placeringen av omslagspunkten? 2 1

2 Laminära profiler, forts. En klassisk profil Clark Y Lägst tryck (oftast) där vingen är som tjockast Runt 1/4 till 1/3 från framkanten Gr.skiktet laminärt fram till denna punkt; övergår sedan till att bli turbulent (vid omslagspunkten) Vid max tjocklek ökar trycket vilket provocerar fram övergång till turbulent gr.skikt 3 Laminära profiler, forts. Efter ett tag började man flytta placeringen av max tjocklek längre bak Detta för att förlänga sträckan för tryckminskning och därmed förskjuta omslagspunkten bakåt Ledde till utvecklingen av sk. laminära profiler, (NACA 6-series, som används på flygplan än idag) 4 2

3 Laminära profiler, forts. Första praktiska tillämpningen med laminär profil var P-51 Mustang Andra faktorer som påverkar omslagspunktens placering: Reynolds tal Ytans beskaffenhet 5 Laminära profiler, forts. Egenskaper hos laminärprofiler I gropen fås den största delen laminärt gr.skikt = lägst motstånd Notera gropens placering; tunna profilen designad för hög fart Max tjocklek ligger längre bak på den tunna profilen = lägre C D begränsar dock hastighetsområdet för minsta motstånd 6 3

4 Laminära profiler, forts. Skälet till den tunna profilens begränsade område, vad gäller C L och C D, är att den inte klarar av stora anfallsvinklar En ändring av α får lyftkraftscentrum att direkt vandra mot framkanten (kom ihåg: luften uppskattar inte skarpa krökar) 7 Laminära profiler, forts. C L mot anfallsvinkel Den tjockare profilen klarar av ett högre C L Inte så viktigt vid höga hastigheter, men däremot vid start/landning Stallegenskaperna för den tunnare profilen obehagliga Den tunna profilen var vanlig på äldre ryska passagerarflygplan (Tu-104, 124 och 134) 8 4

5 Profildesign idag Metoder som tillämpas idag: Direct Method Utgår från befintlig profil Modifierar den för att passa egna specifikationer Inverse Design Man har sina specifikationer Använder program för att ta fram en profil som uppfyller dessa 9 Ökning av det lam. gr.skiktet Alternativa metoder för att utöka det laminära gränsskiktets utsträckning Minska vingkordan öka spännvidden (större sidoförhållande) Använda motorkraft för att suga bort gränsskiktet Använda skjutande propeller 10 5

6 Minskning av inducerat motstånd För att minska det inducerade motståndet tillämpas ett antal metoder Enl. tidigare: Stort sidoförhållande (långa smala vingar) Har nackdelar; strukturella problem, tröghetsmoment, begränsad hastighet B Minskning av ind. motst., forts. En annan metod är att optimera lyftkraftsfördelningen längs spännvidden Elliptisk lyftkraftsfördelning = konstant nedsvep På passagerarflygplan ger kroppen en svacka i fördelningen På militära flygplan ges kroppen en aerodynamisk form som ofta även genererar lyftkraft 12 6

7 Minskning av ind. motst., forts. MiG-29 F Minskning av ind. motst., forts. Ett annat sätt är att ge vingspetsarna en viss utformning Krökning av vingspetsen, eller Ge den en rak, kapad form Gör att strömningen längs spannet avlöser ger viss förskjutning av ändvirvlarna Anv. wing-tip sails el. feathers Wing-tip sail Wing-tip feathers 14 7

8 Minskning av ind. motst., forts. Ytterligare ett sätt är att använda end-plates ; att med hjälp av väggar ta reducera ändvirvlarna Krävs dock rätt så stora anordningar för att ge resultat medför problem strukturellt och stabilitetsmässigt Vingmonterade bränsletankar el. vapen kan ge en marginell minskning av det inducerade motståndet 15 Minskning av ind. motst., forts. Winglets är den vanligaste metoden som tillämpas idag Anordningen förskjuter vingarnas ändvirvlar och minskar på så sätt både nedsvepet bakom vingen och det inducerade motståndet Kan ses som en förlängning av vingarna 16 8

9 Minskning av ind. motst., forts. Winglets kan även ge ett visst dragkraftstillskott Innebär dock ökad kostnad och kräver även certifiering 17 Lite mer om motstånd Interferensmotstånd kallas det motstånd som uppstår vid skarpa vinklar mellan ytor på flygplanet, ex. mellan vinge och kropp Motverkas genom fairings som rundar av övergångar 18 9

10 Lite mer om motstånd, forts. Ett annat sätt att minska motståndet på är genom att plocka bort stora utstickande saker, exempelvis stabilisator och fena Har bara nyttjats militärt 19 Förhållande mellan C D,0 och C D,i Fig. visar hur de olika motståndet varierar med hastighet Vid låg fart: Stort C L nödvändigt, ger kraftiga ändvirvlar = stort inducerat motstånd Däremot lågt nollmotstånd Vid hög fart: Litet CL nödvändigt, ger litet inducerat motstånd Däremot ökar istället nollmotståndet OBS! Nollmotståndet ökar kvadratiskt 20 10

11 Höghastighetsströmning Vid ökad hastighet, mot och över ljudets, uppstår vissa förändringar i strömningen Här blir verkningar av kompressibilitet högst märkbart Ljudets hastighet: Små tryckvariationer som propagerar genom luften (temperaturberoende) Subsoniskt: Flygplanet skickar ut tryckstörningar med ljudets hastighet långt framför sig; förvarnar luften 21 Höghastighetsströmning, forts. Supersoniskt: Flygplanet hinner ikapp tryckstörningarna, och det bildas en chockvåg Området framför chockvågen är opåverkat och vet inte om att det kommer ett flygplan farandes Bakom chockvågen sker det en skarp ändring i strömningen Även ändringar i hastighet, temperatur, tryck och densitet 22 11

12 Höghastighetsströmning, forts. Bakom chockvågen finns det ett litet område där luften är subsonisk Strömningen bromsas upp vilket ger ökad temperatur och den lokala ljudhastigheten ökar Vid ökad hastighet minskar det subsoniska området chockvågen ökar i styrka Ändringarna i p, T och ρ blir ännu större 23 Höghastighetsströmning, forts. Olika typer av höghastighetsströmning Indelning på grund av olika utmärkande egenskaper 24 12

13 Höghastighetsströmning, forts. Bild 1: Subsonisk strömning Bild 2: Transonisk strömning friströmmen subsonisk, men pga. välvning lokala områden där M>1 och chockvåg bildas Med ökad hastighet kommer chockvågen att flyttas bakåt och då friströmmen uppnår M=1 bildas en bogvåg framför vingen Bild 3: Fullt utvecklad supersonisk strömning 25 Höghastighetsströmning, forts. En följd av de stora förändringarna i strömningen är att lyftkraftscentrum flyttas framåt samt att C L får ett uppsving i det transoniska fartområdet Samtidigt sker en ökning av motståndet till följd av att chockvågorna får gränsskiktet att avlösa Designmässigt vill man ha ökningen av C L strax innan ökningen av C D (superkritiska profiler) 26 13

14 Höghastighetsströmning, forts. Kinetisk uppvärmning Uppstår när luften bromsas in; nos vingframkant mm Vid högre hastigheter även i gränsskiktet Höjd = 11 km 27 14