Aerodynamik är en vetenskap som undersöker de krafter som uppstår eller som förändras när:

Transkript

1 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 1 AERODYNAMIK BEGREPP OCH DEFINITIONER Aerodynamik är en vetenskap som undersöker de krafter som uppstår eller som förändras när: a) luft i rörelse träffar en fast kropp som hålls på plats b) en fast kropp rör sig i luften c) luftströmningar av olika egenskaper påverkar varandra Atmosfärens lägsta luftskikt där vi flyger benämns troposfären. De aerodynamiska krafterna beror på följande faktorer: lufttryck, uttryckt med symbolen ("P") = kraft / ytenhet temperatur, uttryckt med symbolen ("T") = rörlighet hos ämnets molekyler täthet, uttryckt med symbolen ("ρ") = massa / volym ICAO:s standardatmosfär ICAO har upprättat vissa referensvärden som bildar den s.k. standardatmosfären (International Standard Atmosphere). Standardatmosfären utgör en jämförelsegrund i syfte att underlätta behandlingen av vetenskapliga och aerodynamiska mätresultat. De viktigaste ISA-referensvärdena är temperaturen, luftens vertikala temperaturgradient samt lufttrycket. 1

2 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 2 Lufttryck kraft / ytenhet - Lufttrycket är vikten av en luftpelare som befinner sig på en viss höjd. - Standardatmosfärtrycket på MSL-nivån är 1013,25 hpa = 29,92 in Hg. - Atmosfärtrycket avtar med tilltagande höjd - Lufttrycket inverkar på luftens täthet - när trycket avtar, avtar tätheten - På ca. 5,5 km:s höjd utgör trycket hälften av trycket på MSL-nivån Temperaturen Temperaturen kan uttryckas enligt olika mätskalor, t.ex: isens smält- ICAO:s std vattnets temperatur temperatur kokpunkt MSL Celsius 0 C + 15 C +100 C Fahrenheit +32 F + 59 F +212 F Kelvin K K K - Temperaturen avtar lineärt med tilltagande höjd enligt ISA-värdena. - Temperaturen inverkar på lufttätheten vid stigande temperatur avtagande lufttäthet - Temperaturen har sjunkit till +5,09 C = (-0,65 C/100m.) då man nått en höjd om 5000 FT (enligt ISA-värdena) 2

3 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 3 Lufttätheten - Luftens täthet är materiens massa i förhållande till volymen, dvs ρ = m/v - Lufttätheten på havsytans nivå enligt ICAO:s standardatmosfär är 1,225 kg/m 3 - Lufttätheten avtar med tilltagande höjd till följd av avtagande lufttryck. På ca. 6,5 km:s höjd är tätheten endast hälften av tätheten på MSL-nivån. (Avtagande täthet beror på att avståndet mellan luftmolekylerna ökar) Ideala gaslagen - slutsatser gällande lufttätheten 3

4 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 4 Förhållandet mellan tryck, temperatur och täthet framgår av följande: Då lufttrycket stiger tilltar tätheten Då temperaturen stiger avtar tätheten Då fuktigheten ökar avtar tätheten Lufttätheten är av stor betydelse för flygplansprestanda. Tryckhöjd och densitetshöjd: Med tryckhöjd avses höjd enligt standaratmosfärens referensvärden Densitetshöjden är en jämförelsehöjd som är ett mått på lufttätheten. Om den verkliga lufttätheten är lägre än referensvärdet enligt ICAO:s standardatmosfär, säger man att densitetshöjden är stor. Stor densitetshöjd: - luften är tunn (porös) - flygplanet har svaga stigprestanda - motorn ger sämre effekt - flygplanet känns slappt = flygplanet beter sig som om det flög på en större höjd än på respektive tryckhöjd. Liten densitetshöjd: - luften är kompakt (tät) - flygplanet har goda stigprestanda - motorn ger god effekt = flygplanet beter sig som om det flög på en lägre höjd än på respektive tryckhöjd. Statiskt och dynamiskt tryck 1) statiskt tryck: 4

5 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 5 Luft i viloläge åstadkommer ett jämnt tryck vinkelrätt mot alla ytor hos en kropp. Detta tryck benämns statiskt tryck (p). 2) Dynaamiskt tryck : Dynamiskt tryck avser inte något tryck i egentlig mening, utan det är ett uttryck för luftens rörelseenergi. Med dynamiskt tryck klargör man sambandet mellan tryckskillnader och energi, alstrad av luft i rörelse. Det dynamiska trycket (q) dvs luftens rörelseenergi = ½ ρ V 2 hälften av luftens masstäthet gånger lufthastigheten i kvadrat dvs Av detta följer att även andra aerodynamiska krafter ökar i förhållande till lufthastigheten i kvadrat. Luftens rörelseenergi Luft som befinner sig i rörelse åstadkommer lokala tryckskillnader då den träffar en fast kropp. Det dynamiska trycket d.v.s. luftens rörelseenergi kan mätas konkret först då strömningen stannats upp. Det dynamiska trycket är i verkligheten det uppmätta statiska trycket på respektive observationsställe. Strömningen kring ett fast formstycke luftmotståndet 5

6 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 6 Luftmotstånd förekommer i följande grundläggande former: - tryckmotstånd, som utgörs närmast av de skillnader i statiskt tryck som uppstår på formstyckets fram- respektive baksida - ytmotstånd, som bildas till följd av de ojämnheter som finns på ytorna av formstycket, samt det gränsskikt som strömningen bildar. - tryckmotståndet och ytmotståndet bildar tillsammans vingens profilmotstånd (C Do ) m.a.o. vingens s.k. nollmotstånd. - ett kort och tjockt föremål utvecklar ett större tryckmotstånd än ett långt med strömlinjeform. Motstånds- C D = 1,1 koefficient (100 %) C D = 0,56 (51 %) C D = 0,54 (49 %) Motstånds- C D = 0,11 koefficient (10 %) C D = 0,03 (3 %) Tryckmotstånd hos olika formstycken: (jämförelsetalen uttryckta i %) Ju mer strömlinjeformat ett formstycke är, desto smalare blir området för avlösningsströmningen, vilket resulterar i reducerat tryckmotstånd. Luftmotståndet varierar även beroende på lufttätheten. Ju högre lufttäthet, desto större luftmotstånd. 6 Gränsskikt och friktionsmotstånd

7 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 7 Utanför gränsskiktet har luftströmmen uppnått fri strömningshastighet. anströmning gränsskikt Vad sker i gränsskiktet? När en luftström passerar tätt intill ytan av en fast kropp och i dess längdriktning: - tätt intill ytan kommer luftmolekylernas rörelser att avstanna. - luftskiktet närmast ytan alstrar motstånd som påverkar hastigheten för följande luftskikt. - därpåföljande skikt rör sig under påverkan av föregående luftskikt, osv. - på ett tillräckligt stort avstånd från ytan uppnås fri strömningshastighet. - det skikt där stömningshastigheten är reducerad benämns gränsskikt. Slutsatser av gränsskiktsteorin: - gränsskiktet åstadkommer friktionsmotstånd - tjockleken av gränsskiktet beror på hur slät kroppens yta är - en skrovlig yta alstrar ett tjockt gränsskikt och ett högt friktionsmotstånd - därför är det viktigt att vingen hålls ren (och fri från frost etc.) - det är farligt att flyga med frostbeläggning på vingen lyftkraftsbortfall! 7 Strömningens karaktär 1) Laminär strömning

8 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 8 - Då strömningen är störnings- och friktionsfri kallas den laminär strömning - I laminär strömning avancerar luftmolekylerna i parallell riktning - Luftmolekylernas rörelser pågår således rätlinjigt - Det laminära gränsskiktet är tunt - Hastighetsprofilen hos ett laminärt gränsskikt har närmast parabelform 2) Turbulent dvs friktionsmättad strömning - I turbulent strömning rör sig luftmolekylerna i oordning - Luftmolekylernas indifferenta rörelser åstadkommer inbördes friktion - Luftmolekylerna kolliderar med varandra och alstrar virvlar - Det turbulenta gränskkiktet är relativt tjockt - Gränsskiktets hastighetsprofil är rundare än den laminära strömningens De luftströmmar som passerar vingens ovan- och undersida bildar både laminära och turbulenta strömningar. 8 Strömningen kring flygplanets vinge olika typer av vingprofil

9 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 9 1 Välvda turbulensprofiler För att studera strömningen är det praktiskt att välja ett genomsnitt av vingen som benämns vingprofil. I figuren nedan beskrivs en turbulensprofil. strömningen håller sig laminär till en början omslagspunkt växande gränsskikt där strömningen blir alltmer turbulent anströmmande luft Efter omslagspunkten blir strömningen alltmer turbulent 2 Laminarprofiler I figuren beskrivs en symmetrisk laminarprofil. Laminarprofilens omslagspunkt befinner sig längre bak än turbulensprofilens. Laminarprofilerna är känsliga för föroreningar som i hög grad förmår försämra profilens aerodynamiska egenskaper. omslagspunkt Strömningen längs profilens fortgår längre i laminär form och gränsskiktet blir smalare. Friktionsmotståndet är alltså rätt lågt. Bernoullis lag och venturieffekten 9

10 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 10 En Schveitzisk fysiker, Daniel Bernoulli ( ) upptäckte att: Summan av tryck- och rörelseenergin i laminär strömning är konstant d.v.s. p + q = K där : p = statiskt tryck, och q = (½ ρ V 2 ) = dynamiskt tryck (dvs luftens rörelseenergi) Av detta kan följande konstateras: tilltagande strömningshastighet avtagande statiskt tryck avtagande strömningshastighet tilltagande statiskt tryck Venturieffekten (Venturirör = ett rakt rör som har en konformig förträngning - Vi antar att rörets mantelyta har urborrningar i längdriktningen - Samt att varje hål är kopplat till en tryckmätare - Genom rörets främre mynning sker inmatning av luft med en viss hastighet - Luftströmmens hastighet ökar mot rörets smalaste ställe - I rörets trångaste ställe är det statiska trycket lägst - Trycket återgår till sitt ursprungliga värde vid utströmningen från röret Statiskt MAX MIN MAX tryck strömningshastiheten ökar ökar avtar avtar Venturiröret, strömningshastigheterna och det statiska trycket Vingens form olika konstruktionslösningar 10 a

11 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 11 Sidoförhållande = Spännvidden (a) i förhållande till profillängden (b) b Eller mer exakt: förhållandet mellan spännvidden i kvadrat och vingytan Vingens form = jämnbred, trapetsformad, elliptisk Rak vinge vinge med V-form Vingens pilform positiv eller negativ Vingprofiler En vingprofil är en genomskärning av vingen Profilens from är avgörande för vingens aerodynamiska egenskaper Profilens egenskaper varierar beroende på användningsändamålet Vingprofilens viktigaste benämningar: 11

12 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 12 framkant tjocklek välvningsmaximum ovansida mittlinje bakkant vingkorda undersida profillängd (Bland övriga begrepp kan nämnas medelkorda (MAC) och lyftkraftscentrum). Definitioner: anfallsvinkel, vingkorda och linje för nollyftkraft. Vingkorda = en rät linje som bildar ett så långt avstånd som möjligt mellan vingens framkant och bakkant. Vingkordan är ofta referenslinje för bestämning av vingens anfallsvinkel. En mer exakt utgångspunkt är profilens linje för nollyftkraft, dvs en tänkt rät linje som visar vingens neutralläge i luftsströmmen när ingen lyftkraft uppstår Anfallsvinkel = vinkeln mellan anströmningsriktning och (nollyftkraftslinje) Strömningen runt vingprofilen och vingen lyftkraften - Lyftkraften har till sin främsta uppgift att upphäva tyngdkraften - Lyftkraften uppstår huvudsakligen kring flygplanets vingar - Därutöver kan roderytorna och flygkroppen alstra lyftkraft i någon mån - Då vingen intar ett sådant läge att en anfallsvinkel bildas, alstras lyftkraft. Strömningen kring vingprofilen och anfallsvinkeln 12

13 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 13 stagnations- punkt anfallsvinkel anströmningsriktning nollyftkraftslinje för vinge i neutralläge nedåtböjd avlösningsströmning Vingprofilen, anströmningsriktningen och nollyftkraftslinjen Hur uppstår lyftkraften? När anströmmande luft träffar vingen, delar strömningen på sig åt två håll från stagnationspunkten En del av strömningen löper längs ovansidan vingen och den andra delen via undersidan. Vingens anfallsvinkel åstadkommer tryckskillnader mellan vingens ovan- och undersida, samt en nedåtböjd avlösningsströmning. Tryckskillnaderna resulterar i att hastigheten varierar d.v.s. lokala accelererationer respektive retardationer uppstår i strömningarna. Den nedåtböjande avlösningsströmningen ger vingen en sådan rekylkraft som bildar den största delen av lyftkraften. Även tryckskillnaderna mellan vingens ovan- och undersida medverkar till uppkomsten av lyftkraft. Huvudfaktorer som inverkar på lyftkraften 13

14 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 14 Lyftkraften är relaterad bl.a. till lufthastigheten + lyftkraftskoefficienten (C L ) Lyftkraftskoefficienten beror på anfallsvinkeln och på vingprofilens form. En lika stor lyftkraft kan erhållas, antingen: 1) vid flygning i lågfart: = låg lufthastighet + hög anfallsvinkel. stor lyftkraftskoefficient eller 2) t.ex. vid flygning i marschfart: = hög lufthastighet + låg anfallsvinkel. liten lyftkraftskoefficient Sambandet mellan anfallsvinkel och flyghastighet: ÖKAR MINSKAR A KAVTAR F N F A L L S V I N E G H A S T I G H L Y K E TILLTAR L T På lyftkraften inverkar även andra faktorer, bl.a.: - vingytan (A) - sidoförhållandet dvs spännvidden i förhållande till vingkordan (a) - vingens form (uttryckt t.ex. med ellipskoefficient) (e) Lyftkraften (L) = (½ ρ V 2 ) C L A a e Flyglägen vid stall och vikning 14

15 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 15 - Om vingens anfallsvinkel ökar och överskrider dess kritiska gräns, uppstår stall eller vikning. - Vid stall har luftströmningen blivit mycket turbulent. - Stark turbulens åstadkommer stort aerodynamiskt motstånd. - Till följd av turbulens och motstånd försvinner lyftkraften nästan helt. - Vid ökad anfallsvinkel förflyttar sig vingens lyftkraftscentrum framåt. x lyftkraftens fördelning längs vingens yta (vid låg anfallsvinkel) anfaanfallsvinkel)ohtaus lyftkraftscentrum vingen i fullt utvecklad stall (mycket brant anfallsvinkel) Aerodynamiskt motstånd och dess delfunktioner: 15

16 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 16 1) profilmotstånd och 2) inducerat motstånd. 3) Dessutom finns det ett motstånd som kallas interferensmotstånd 1 Profilmotståndet består av a) Formmotstånd: vid profilens fram- och bakkant uppstår tryckskillnader (tryckmotstånd). b) Friktionsmotstånd, som beror på hur slät vingens yta är. 2 Inducerat motstånd: - är till sin karaktär ett slags tryckmotstånd - det inducerade motståndet beror på vingprofilens lyftkraftskoefficient: Lyftkraftskoefficienten = vingprofilens egenskaper + anfallsvinkeln När anfallsvinkeln ökar: - ökar tryckskillnaderna mellan vingens ovan- och undersida. - tilltar krafterna hos vingens kantvirvlar. Det inducerade motståndet härrör alltså från dessa kantvirvlar. Det inducerade motståndet är som störst då man flyger med stor anfallsvinkel t.ex. i lågfart, i början av stigning efter start samt i branta svängar. 3 Interferensmotstånd: Flygplanets vingar, stabilisator och fena har fogats till flygkroppen. Dessa fogar är ofta kantigt formade och åstadkommer virvelbildningar. SAMMANDRAG AV FLYGPLANETS AERODYNAMISKA MOTSTÅND 16 VINGENS TOTALMOTSTÅND KOKONAISVASTUS

17 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 17 PROFILMOTSTÅND INDUCERAT MOTSTÅND (profilens form och yta) (anfallsvinkeln) FORMMOTSTÅND FRIKTIONSMOTSTÅND TRYCKMOTSTÅND VINGENS TOTALMOTSTÅND Profilmotstånd contra inducerat motstånd under rak planflykt 17

18 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 18 Flyghastigheten avtar: Flyghastigheten ökar: = anfallsvinkeln ökar = det inducerade motståndet ökar = anfallsvinkeln minskar = det inducerade motståndet avtar Koefficienten för totalmotståndet, CD Totalmotstånde t CD 0 + CD I minimerat Inducerat motstånd CD I Profilmotstånd CD 0 Flyghastighe t Kurvor som åskådliggör profilmotstånd, inducerat motstånd samt deras summa. Laminar- och turbulensprofiler Om vingens gränsskikt vore genomgående laminärt: 18

19 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 19 - skulle dess ytfriktion utgöra ca. 10% av vingens ytfriktion hos ett konventionellt motorflygplan. - därför eftersträvar man sådana konstruktionslösningar där gränsskiktet bibehålls laminärt i så stor utsträckning som möjligt. - egenskaperna hos laminarprofiler svarar väl mot dessa krav. Laminarprofilerna - är i allmänhet mindre välvda än turbulensprofilerna, - deras tjocklek är i allmänhet rätt liten - de är aerodynamiskt fördelaktiga vid höga farter - de är känsliga för föroreningar, frost och vattendroppar - omslagspunkten befinner sig rätt långt bakåt från framkanten - vissa laminarprofiler utvecklar stall rätt plötsligt Turbulensprofilerna - är ofta rätt tjocka och välvda - de åstadkommer effektivt både lyftkraft och motstånd vid låga farter - profilerna utvecklar stall gradvis i långsamt tempo - de reagerar kraftigt för vindbyar och kytt - totalmotståndet är högt till följd av det tjocka gränsskiktet - vid upptagning ur stall återvänder strömningen snabbt tillbaka till vingen 19 Aerodynamisk och geometrisk tordering av vingen (inbuilt washout) Med tordering av vingen avser man skillnaden mellan rot- och vingspetsprofilernas monteringsvinklar.

20 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 20 De flesta hobbyflygplan konstrueras så att de har en flackare monteringsvinkel för profilen vid vingspetsen än profilen vid vingroten. Vid kritisk anfallsvinkel utvecklas stall med början vid vingroten varvid flygplanets manöverduglighet i rollplanet bibehålls så länge som möjligt. spetsprofilens monteringsvinkel flygkroppens mittlinje dvs referensplan rotprofilens monteringsvinkel Geometrisk tordering = vingroten har samma profil som vingspetsen men den har en annan monteringsvinkel. flygkroppens mittlinje Aerodynamisk tordering = olika profiler som har samma monteringsvinkel Vingens sidoförhållande (Aspect Ratio) 20 - sidoförhållandet är vingens spännvidd i förhållande till profillängden

21 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 21 - mer exakt uttryckt: förhållandet mellan spännvidden i kvadrat och vingytan Jämförelser: segelflygplan motorflygplan sidoförhållande 1:14 sidoförhållande 1:6 Det inducerade motståndet hos ett segelflygplan är lågt och planets glidprestanda är goda även vid lågfart Inducerat motstånd konsekvenser - det inducerade motståndet uppstår av kantvirveln - kantvirveln från en kort och bred vinge är märkbart stark - kantvirveln från en lång och smal vinge utvecklar lägre motstånd - kantvirveln blir kraftigare anefter som vingens anfallsvinkel ökar - anfallsvinkeln är stor bl.a.: a) i lågfart och under landning b) i branta svängar c) vid upptagning ur branta dykningar Nedåtböjande avlösningsströmning och markeffekt - vingens kantvirvlar och avlösningsströmning bildar en nedåtböjande bana 21

22 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 22 - vid flygning nära markytan träffar kantvirveln marken - när kantvirveln träffar marken ger den ett litet tillskott till vingens rekylkraft, vilket här kallas markeffekt. - markeffekten uppträder omedelbart ovan markytan, i praktiken upp till ca 10 m höjd. - till följd av markeffekten minskar flygplanets stallfart på konstgjord väg. - som följd av markeffekten förlängs utrullningen vid landning, särskilt med lågvingade flygplan Var upphör markeffekten? - markeffekten upphör på den höjd som motsvarar vingens spännvidd - detta är en faktor som är ytterst viktig att beakta vid start och påbörjad stigning - därför är en inledd stigning med brant stigvinkel i lågfart ytterst riskfylld! Ett varnande exempel! Om du tar till vana att flyga på det här sättet, gör du skrot av flygplanet inom kort sannolikt vaknar du upp först på sjukhuset eller så har du farit till sällare jaktmarker Nu skall ni få se på tusan!?! o Förhållandet mellan lyftkraft och motstånd i rak planflykt När man utvecklar lyftkraft, uppstår också luftmotstånd 22

23 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 23 Lyftkraft och effekt - när man minskar effektuttaget avtar lyftkraften - när lyftkraften avtar strävar flygplanet att sjunka Anfallsvinkel och flyghastighet (med bibehållet effektuttag) - när man ökar anfallsvinkeln tavtar flyghastigheten - när man ökar anfallsvinkelna tilltar också lyftkraften - när lyftkraften tilltar upphör planet att sjunka Anfallsvinkel och inducerat motstånd - när man hindrar planet från att sjunka genom att öka anfallsvinkeln tilltar det inducerade motståndet - när det inducerade motståndet tilltar avtar profilmotståndet Anfallsvinkel och profilmotstånd - när man ökar effektuttaget strävar flygplanet att stiga - när man minskar anfallsvinkeln tilltar flyghastigheten CD - när flygplanets hastighet tilltar upphör planet att stiga - när anfallsvinkeln minskar avtar det inducerade motståndet - när det inducerade motståndet avtar ökar profilmotståndet CD I. CD 0. V Flygplanets hastighetspolardiagram Intill kurvan nedan har man ritat tangenter med avseende på olika utgångspunkter för att kunna påvisa optimala flyghastigeter i tomgångsplané 23

24 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 24 Kurvan uppvisar förhållandet mellan lyftkraft och totalmotstånd i olika lägen m/sek C= 70 km/t A = 105 km/t B = 130 km/t optimalt glidtal i (54 km/t motvind minsta sjunkh. optimalt glidtal eller i 3 m/sek fallvind i vindstilla km/t C Hastighetspolardiagrammet uppvisar de bästa glidtalen A B C A B Tangenten A träffar kurvan och uppvisar flyg- och sjunkhastighet: 105 km/t ja 2,5 m/sek = optimalt glidtal i vindstilla Tangenten B uppvisar flyg- och sjunkhastighet: 130 km/t ja 4 m/sek = optimalt glidtal i 54 km/t motvind eller i 3 m/sek fallvind (med en lägre flyghastighet skulle flygplanet närapå sjunka på stället) Tangenten C har ritats vågrätt och uppvisar flyg- och sjunkhastighet: 70 km/t ja 2 m/sek Med denna flyghastighet har flygplanets sjunkhastighet minimerats (om det är meningen att hållas i luften så länge som möjligt) Slutsatser av polardiagrammet - vid en viss flyghastighet och anfallsvinkel är vingens totalmotstånd minimerat 24 - när totalmotståndet är minimerat, har planet den hastighet som svarar

25 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 25 mot det bästa glidtalet dvs flugen distans / höjdförlust, t.ex. 1:10 eller vid denna hastighet är flugen distans i förhållande till höjdförlust maximerad. - den hastighet som ger det bästa glidtalet beror också på vindförhållanden samt på upp-/och fallvindar - vid alla andra hastigheter erhåller man ett sämre glidtal Vad lär vi oss av detta? 1. I vindstilla är flyghastigheten för det bästa glidtalet den mest ekonomiska. 2. I motvind håller man en hastighet som överstiger den som motsvarar det bästa glidtalet i vindstilla 3. I fallvind håller man också en högre hastighet än den som motsvarar bästa glidtal i vindstilla 4. I med- och uppvind är det mer ekonomiskt att flyga i lågfart. Förhållandet mellan lyftkraftskoefficient, anfallsvinkel och flyghastighet Samma lyftkraft kan åstadkommas principiellt på två sätt: a) liten lyftkraftskoefficient låg anfallsvinkel hög flyghastighet = lågt inducerat motstånd men högt profilmotstånd b) stor lyftkraftskoefficient hög anfallsvinkel låg flyghastighet = högt inducerat motstånd men lågt profilmotstånd KRAFTER SOM INVERKAR PÅ FLYGPLANET De krafter som inverkar på flygplanet under rak planflykt är: 25 Tyngdkraften (g) som är riktad från planets tyngdpunkt rakt nedåt

26 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 26 Lyftkraften L = en kraft som utgår vinkelrätt från flygbanan eller dess tangent Totalmotståndet D = kraften som motverkar flygplanets rörelse längs flygbanan Dragkraften T = rekylkraften som är riktad i flygriktningen längs flygbanan Om summan av de moment som ovannämnda krafter åstadkommer är lika med noll, kommer flygplanet att bibehålla sitt flygläge och sin flyghastighet. Dragkraft kan åstadkommas antingen med motor + propeller, eller: Då flygläget övergår i plané (glidflykt) med tillhjälp av tyngdkraften, omvandlas höjden till dragkraft och sålunda till flyghastighet L = LYFTKRAFT L = nostovoima R = = RESULTANT aerodynaamisten AV LYFT- KRAFT voimien OCH resultantti MOTSTÅND = kokonaisreaktio T = DRAGKRAFT T = vetovoima D = MOTSTÅND D= vastus P = TYNGDKRAFTENS DELKOMPOSANT SOM VERKAR VINKELRÄTT FRÅN FLYGBANAN R = RESULTANT AV DRAG- KRAFT OCH TYNGDKRAFT G = TYNGDKRAFT painovoima Flygplan i rak planflykt med konstant flyghastighet. När flygläget övergår i plané: Om man i planflykt drar gasen på tomgång och vill bibehålla flyg-hastigheten, övergår flygläget i plané (glidflykt) Härvid är det tyngdkraften som bibehåller flyghastigheten 26

27 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 27 L = L = LYFTKRAFT NOSTOVOIMA R = RESULTANT AV LYFT- KRAFT OCH MOTSTÅND R = NOSTOVOIMAN JA VASTUKSEN RESULTANTTI T= DRAGKRAFT D = MOTSTÅND G = TYNGDKRAFT G = PAINOVOIMA P = TYNGDKRAFTENS DELKOMPOSANT SOM VERKAR VINKELRÄTT FRÅN FLYGBANAN P = PAINON OSAKOMPONENTTI, JOKA VAIKUTTAA KOHTISUORAAN LENTORATAAN NÄHDEN Flygplan i plené med konstant fart Krafter som inverkar på flygplan i plané: 1) Tyngdkraften G 2) Motståndet D 3) Lyftkraften L 4) Resultanten av lyftkraft och motstånd (luftkraften) R = 5) Dragkraften (rekylen) T 6) Tyngdkraftens delkomposant P Lyftkraften är vinkelrätt riktad från flygbanan (eller från dess tangent): Om flygplanet låg vertikalt i störtdykning skulle lyftkraften bli i stort sett noll. Dragkraften och luftmotståndet skulle närma sig varandra förutsatt att flygplanet då skulle ha accelererat upp till sin teoretiskt maximala hastighet. Krafter som inverkar på ett flygplan i sväng 1) När man övergår från rak planflykt till horisontal normalsväng: - strävar flygplanets massa att bibehålla sin kurs och hastighet. 27

28 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 28 - för att ändra kurs behövs centripetalkraft. - denna kraft får man genom att luta på flygplanet med roderutslag - flygplanets tendens att kana utåt svängen motverkas av flygkroppens sidoytor - svängen fortgår med centrerade roder eftersom flygplanets lodaxel lutar - när svängen har påbörjats, behövs mer lyftkraft för att planet inte skall sjunka - därför ökar man lyftkraften genom att öka vingens anfallsvinkel - med ökat uttag av lyftkraft från vingen, ökar flygplanets lastfaktor - som delkomposant får man den centripetalkraft (Cp) som behövs i svängen - när krafterna upphäver varandra parvis hålls flygplanet i svängen utan att kana Lyftkraften (L) L = NOSTOVOIMA = 2 C L 1/2 ρv 2 1/2 x V Lyftkraftsresultantens NOSTOVOIMARESULTANTIN PYSTYSUORA= vertikalkomposant KOMPONENTTI = o L x cos 45 L Cp KESKIPAKOVOIMA = Centrifugalkraften KESKIHAKUISVOIMAN (Fc) = centripetalkraftens VASTAVOIMA = Fc motkraft Centripetalkraften KESKIHAKUISVOIMA= o = m x G Cp = L x sin 45 2 Fc = m x V r G G PAINOVOIMA Tyngdkraften = m x G = m x g KESKIPAKOVOIMAN Centrifugalkraftens och tyngdkraftens JA PAINOVOIMAN RESULTANTTI resultant dvs lastfaktorn (G) Krafter som inverkar på ett flygplan i sväng 2) dragkraft lyftkraft motstånd resultant av centrifugalkraft och tyngdkraft 28

29 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 29 tyngdkraft lyftkraftsresultantens vertikalkomposant centripetalkraft centrifugalkraft Flygplanets massa uttrycks med lastfaktorn Om flygplanets massa ökar = ökar vingbelastningen (kp/m 2 ): - då lutningen i svängen ökar, eller - då man gör en upptagning av flygplanet från en störtdykning, eller - då man gör ett kraftigt drag i spaken (= ökad anfallsvinkel) G-krafterna (lastfaktorn) och deras komposanter grafiskt åskådliggjorda: Lutning 0 g-kraft = 1 = planets vikt Lutning 45 g-kraft = 1,414 V S ökning = 18,9% Lutning 60 g-kraft = 2 V S ökning = 41,4% Lutning 75,5 g-kraft = 3,99 V S Ökning= 100% Svängradien = V 2 g tg Φ 29 Lutningsvinkel och G-kraft ω (omega) = svänghastighet R ω L t L L L t Φ flygbana Φ

30 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 30 Ett kraftigare drag i spaken resulterar i en större totallyftkraft och därför övergår svängen i en stigande sväng L v L v R = svängradie horisontalplanet W g L v = lodrät lyftkraftskomposant (i plansväng) g L = total lyftkraft (i plansväng) L t = vågrät lyftkraftskomposant (centripetalkraft) W = flygplanets vikt När L v är lika stor som W, ligger flygplanet i en horisontalsväng. När L v är > W, är planet i en stigande sväng (samma radie och lutning) Förhållandet mellan svänghastighet, lutningsvinkel och flyghastighet 30 Om man hade för avsikt att ändra kurs 180 i tomgångsplané (glidflykt)

31 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 31 så att man förbrukar så lite höjd dom möjligt under manövern: - skall man då göra en flack sväng eller svänga brant???? Med en mycket flack sväng:!!!! gör man en jättestor halvcirkel och förbrukar alltför mycket höjd då planet sjunker betydligt till följd av den långa distansen = Med en mycket brant sväng > 60 : dvs det blir ett misslyckat experiment därför att man inte når dit man avsett kommer flygplanet att sluka höjden snabbt även om svängradien är liten. Beakta dessutom risken för stall och spin med ett sådant här tilltag hamnar du lätt i skogen. En balanserad sväng med 45 lutning: utgör teoretiskt optimal lutning om man håller en hastighet som svarar mot det bästa glidtalet multiplicerat med faktorn 1,2. Håll dock därutöver.en tillräcklig hastighetsreserv. En sväng med vilken annan lutning som helst förbrukar mer höjd under en kontinuerlig sväng.. FLYGPLANETS RODER OCH DERAS INVERKAN PÅ FLYGLÄGET - Flygplanets tre axlar tre referensplan 31 För att kunna studera förändringar i flygläget, relaterar man dem till

32 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 32 flygplanets tre axlar. Axlarna är tänkta räta linjer som skär varandra i flygplanets tyngdpunkt. Dessa axlar är: lodaxeln tväraxeln Y Z X längdaxeln längdaxeln X Z Y tväraxeln lodaxeln Flygplanet kan ändra flygläge genom att röra sig runt dessa axlar Flygplanet kan ändra flygläge genom att röra sig runt: Lodaxeln Tväraxeln (Z) kursstyrning sidroderutslag (Y) styrning av längdlutning (nosläget) höjdroderutslag Längdaxeln (X) styrning av sidolutning skevroderutslag RODERVERKAN Sidroder Sidrodret är lagrat i bakkanten av fenan 32

33 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 33 När man ger sidroderutslag, förändras sidrodrets och fenans sammanlagda yta så att den bildar ett slags välvning. Detta åstadkommer en lyftkraft som verkar i sidled. TYNGDPUNKT Den kraft som sidrodret åstadkommer, skjuter flyg-planets stjärtparti åt vänster Piloten ger höger fot, dvs trycker ned höger sidroderpedal. När flygplanets stjärt svänger åt vänster, vänder nosen åt höger. Flygplanet gör en gir runt lodaxeln som går genom tyngdpunkten Piloten ser planet gira genom att iaktta nosens rörelse i horisonten Manövern åstadkommer också aerodynamiskt motstånd. RODERVERKAN - Höjdrodret (styrning av längdlutning dvs. nosläget) Höjdrodret är lagrat i stabilisatorns bakkant. 33

34 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 34 När man ger höjdroderutslag, förändras höjdrodrets och stabilisatorns sammanlagda yta så att den bildar ett slags välvning. Detta åstadkommer en lyftkraft som verkar vertikalt på stjärtpartiet. v Nosen stiger samtidigt Kraften som höjdrodret åstadkommer, trycker ned flygplanets stjärtparti pyrstöä alaspäin TYNGDPUNKT Piloten drar i spaken. Manövern får höjdrodret att ändra läge. När flygplanets stjärt trycks nedåt, stiger nosen samtidigt uppåt. Flygplanet ändrar läge genom att vända runt tväraxeln som går genom tyngdpunkten.. Från cockpiten ser man hur planet ändrar flygläge genom att iaktta nosens höjd mot horisonten. Höjdrodrets uppgift är att reglera längdlutningen. Manövern åstadkommer också aerodynamiskt motstånd. Då man tar spaken åt sig, stiger nosen jämfört med horisonten och farten avtar, och omvänt: när man trycker spaken framåt sjunker nosen jämfört med horisonten och farten ökar. Sålunda har höjdrodret direkt inverkan på flyghastigheten. RODERVERKAN Skevrodren (styrning av sidolutning) Skevrodren är lagrade i bakkanten på respektive vinge. 34

35 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 35 När man ger skevroderutslag, förändras vingprofilens geometri så att den antar en större välvning på det ställe där skevrodren befinner sig. Av detta följer att den lyftkraft som vingarna åstadkommer blir olika stor. Skillnaden i lyftkraft får flygplanet att vrida sig runt längdaxeln som löper i flygkroppens längdriktning och som skär tyngdpunkten. När vänster skevroder vänds nedåt, vänder höger skevroder sig uppåt. ANSTRÖMNING Kraften som skevrodret åstadkommer, får vänster vinge att lyfta Flygplanet lutar åt höger (sett bakom planet) Piloten för spaken åt höger. Manövern får skevrodret att ändra läge. LÄNGD- AXEL HÖGER SKEVRODER TYNGDPUNKT VÄNSTER SKEVRODER VEKE 35

36 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 36 Om sekundär roderverkan skevroderbroms-effekt Skevroderbromsen beror på skillnad i motstånd hos respektive vinge. Detta bör inte förväxlas med landningsklaffarnas funktion. Det skevroder som har rört sig nedåt, bromsar mer än det som har rört sig uppåt. Det skevroder som har rört sig nedåt bildar tillsammans med vingens profil en större anfallsvinkel än det andra skevrodret. En ökad välvning åstadkommer ett större aerodynamiskt motstånd Detta får planet att gira runt lodaxeln, åt motsatt håll jfrt med lutningen. Exempel När man börjar luta flygplanet t.ex. åt vänster rör sig höger skevroder nedåt. Det skevroder som är nedåtvänt, bromsar mer än det andra och resulterar i: att flygplanets nos samtidigt strävar att gira åt höger. Flygplanets tendens att gira = skevoderbromsen hävs genom att samtidigt ge fot åt det håll man för spaken. H V Det skevroder som har rört sig nedåt (V) bromsar mer än det som har rört sig uppåt (H). Flygplanet börjar luta åt höger men nosen strävar att gira åt vänster. 36

37 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 37 Aerodynamisk balansering av roderytor Pendelroder Ett pendelroder består av en enhetlig roderyta som är en kombination av både stabilisatorn och rodret. Luftströmmen som träffar den del av pendelrodret som befinner sig framför gångjärnslinjen, underlättar manövreringen av rodret. Gångjärnslinjen går på ca. 1/4 avstånd mätt från framkanten av roderytan. Fördelar: lägre tryck- och friktionsmotstånd och känsligare roderrespons. Hornbalans Ett annat sätt att balansera och underlätta manövreringen är att bygga ett utskjutande formstycke framför gångjärnslinjen hos ett konventionellt roder Flygplanet skulle i annat fall kännas tungt att manövrera och kräva kännbar fysisk ansträngning detta gäller särskilt tunga flygplan. Därför har man aerodynamskt balanserade roderytor hos en det flygplan. gångjärnsslinje hornbalans pendelroder roderyta stabilisator Aerodynamisk balansering med pendelroder och med hornbalans 37

38 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 38 Risker som aeroelastisk vibration medför Farlig aeroelastisk vibration dvs roderfladder (eng. flutter) uppstår till följd av samverkan mellan aerodynamiska krafter och konstruktionsdelens elasticitet. Varje konstruktionsdel har sitt givna specifika resonanstal. Om en roderyta inte är tillräckligt konstruktionsstyv eller om konstruktionen är glapp, kan roderfladder uppstå särskilt vid flygning i hög fart. En sådan vibration kan ha sönder konstruktionsdelen eller utveckla roderstall. Orsaker till att aeroelastisk vibration uppstår Rodrets lagring och överföringsmekanismer har blivit avsevärt glappa. Roderlinorna har inte blivit tillräckligt spänt justerade dvs slaka vajersystem. Flygning i överhastighet med ett flyplan vars roderytor inte har massbalans. Hur man undviker aeroelastisk vibration Roderytan massbalanseras t.ex. med blyvikter infästa framför gångjärnslinjen. Man eliminerar glapp i mekanismer och undviker att flyga med överhastighet. Blyvikt gångjärnslinje blyvikt gångjärnslinje 38 statisk balansering av roder (massbalans)

39 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 39 Trimning av roder fasta trimplåtar Syftet är att flygplanet skulle med neutralställda roder bibehålla sitt flygläge i rak planflykt och hålla vingarna vågrätt. Därför fäster man en liten trimplåt på bakkanten av sidrodret eller/och det ena skevrodret för att motverka propellerströmmens vridmoment. Trimplåten är i allmänhet liten och kan justeras för hand. Åtminstone tunga flygplan har trimroder som manövreras från cockpiten. Trimroder som manövreras från cockpiten S.g.s. alla flygplan har sådana trimroder som kan manövreras från cockpiten och som är infästa och lagrade i höjdrodrets bakkant, s.k. höjdrodertrim. Med trimmen kan piloten trimma bort roderkrafterna så att flygplanet kan bibehålla sitt flygläge och sin hastighet utan att han skulle vara tvungen att kontinuerligt hålla spaken dragen eller tryckt. För att underlätta manövreringen används också s.k. spiralfjädertrim. Trimmen är nödvändig särskilt i snabba och tunga flygplan När trimmen är rätt inställd blir manövreringen noggrannare och flygplanets hantering underlättas särskilt under landning. Trimplåt som kan justeras för hand: vänster skevroder och sidrodret Trimroder som kan manövreras från cockpiten 39

40 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 40 Höjdrodertrimmens funktion och manövrering Med trimroderutslag kan man partiellt förändra roderytans välvning. Som följd av detta kommer trimmen att påverka höjdrodrets läge. Trimrodret åstadkommer en liknande kraft som en spakrörelse skulle ge. Trimmen manövreras så att man först väljer lämplig fart eller flygläge antingen med drag eller tryck i spaken, varefter man trimmar planet. stabilisator höjdroder trimroder Stabilisator, höjdroder och trimroder i genomskärning. Bilden föreställer rodrens läge då flygplanet är trimmat för lågfart. (kraften som trimrodret åstadkommer, har vänt höjdrodret uppåt). Man trimmar flygplanet genom att föra trimreglaget t.ex. bakåt om man vill avlasta den roderkraft som kräver drag i spaken. Om man vill lätta på trycket på spaken, för man trimreglaget framåt. Trimreglaget är vanligtvis försett med följande text: Nosen ned (trimma framåt) Stjärten ned (trimma bakåt) I stället för trimspak används också trimhjul, trimvev eller tvåvägsavbrytare som manöveranordning beroende på konstruktionen. 40

41 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 41 Landningsklaffar, vingspalter och dykbromsar Landningsklaffar Landningsklaffarna är utfällbara aerodynamiskt utformade rektangulära bärytor som befinner sig vid vingarna bakkanterna, och som i utfällt läge (ca ) ger vingarnas profil en större välvning. Härvid ökar vingens anfallsvinkel med ökad lyftkraft som följd och därigenom förbättrad manöverduglighet i lågfart. Samtidigt ökar vingens motstånd och den blir avsevärt mindre hal. Ett flygplan med utfällda landningsklaffar utvecklar stall vid lägre fart än med infällda klaffar och har då ett mer horisontellt flygläge. Med utfällda klaffar blir flygplanets glidvinkel brantare och utrullningen efter landningen blir också kortare. bakkantsklaff slotklaff Fowler-klaff Landningsklaffar av olika typ skivklaff l. (klyvklaff) 41

42 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 42 Vingspalter (framkantslots) Vingspalter är långa hjälpprofiler som är monterade i vingarnas framkanter. Syftet är att förbättra manöverdugligheten i lågfart vid hög anfallsvinkel. Vingspalterna på ett motorflygplan är oftast av automatisk typ, luftströmmen öppnar dem vid hög anfallsvinkel och de fälls också in när anfallsvinkeln minskar. Vid flygning med stor anfallsvinkel är vingspalterna i öppet läge. Då styrs luftströmmen så att den hålls kvar på vingens yta. När man flyger med öppna vingspalter har flygplanet har svaga stigprestanda. Om ett ultralätt flygplan är utrustat med vingspalter, är de fast installerade i öppet läge. Flygning med öppna vingspalter och med stor anfallsvinkel 42

43 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 43 Dykbromsar (segelflygplan och motorsegelflygplan) Med dykbromsarna reglerar man sjunkhastigheten och glidvinkeln. Dykbromsarna ökar motståndet och försvagar vingens lyftkraft. Med dykbromsarna kan man undvika överhastighet t.ex. i ovanliga flyglägen. Med utfällda dykbromsar är flygplanets stallfart högre än med infällda bromsar. Utfällning av dykbromsar bör ske försiktigt, särskilt i hög fart. Låsningen av dykbromsarna bör kollas före start.. Undertrycket på vingens ovansida strävar att suga ut olåsta bromsar med allvarlig incident som följd. De vanligaste dykbromsarna är av s.k. Schempp-Hirth typ eller spoilers. utfällda dykbromsar, vy från vingspetsen Dykbromsarna sedda från vingens ovansida Dragstång stängd öppen Dykbromsar av Schempp-Hirth -typ i öppet läge, vy från vingens bakkant takaa Vingbalk Lagring i vingbalken 43 öppen stängd

44 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 44 STALL OCH VIKNING Allmänt Stall är ett okontrollerat flygläge, där vingens anfallsvinkel är för stor: - det aerodynamiska motståndet har ökat våldsamt. - flygplanet förlorar lyftkraften nästan helt med snabb höjdförlust. - stall utvecklas alltid med samma kritiska anfallsvinkel. - den fart där stall normalt utvecklas kallas stallfart. - flygplanet kan också utveckla stall vid hög fart = till följd av alltför häftig upptagning ur störtdykningar (s.k. G-stall). - med utfällda landningsklaffar förändras stallfarten och anfallsvinkeln. Flygplanets beteende under stall När farten avtar och anfallsvinkeln växer, stiger flygplanets nos högt jämfört med horisonten. Då flygplanet är nära att stalla, avtar rodereffekten. Då stall utvecklas börjar flygplanet att vagga eller nicka. Vid häftigt utvecklat stall kan flygplanet bete sig på olika sätt: - planet kantrar plötsligt på vingen och går i störtdykning. - nosen sjunker och planet går i brant dykning eller störtdykning. - planet skakar, vaggar med högt nosläge och förlorar snabbt höjd. Upptagning ur stall Upptagning ur stall görs i huvudsak på följande sätt: - genom att minska anfallsvinkeln, dvs - genom att låta nosen sjunka (man släpper efter på draget i spaken). 44

45 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 45 - man gör en lugn upptagning ur störtdykningen efter att man har återställt anfallsvinkeln till betryggat läge och återtagit farten. Stall i sväng hur detta inverkar på stallfarten Stallfarten ökar i svängar i takt med att lutningen ökar: I en sväng behövs mer lyftkraft. Erforderlig lyftkraft erhålls genom att öka anfallsvinkeln. Ju brantare sväng desto mer lyftkraft behövs. Lutningsvinkel, lastfaktor och stallfart i svängar Lutnings- Last- Ökning av Ökning av vinkel faktor stallfart stallfart M = 1/cosα som faktor ( M ) i procent 10 1,0154 1,0077 0,7 % 30 1,1547 1,0746 7,5 % 45 1,4142 1, ,9 % 60 2,0000 1, ,4 % Stall vid upptagning ur störtdykning När man gör en upptagning ur störtdykning, är farten avsevärt hög. Den kraft som behövs för en upptagning, erhålls endast av vingens lyftkraft. Upptagning sker med att ta spaken bakåt, varvid anfallsvinkeln blir större och lyftkraften ökar Lastfaktorn kan då jämföras med flygplanets massa vid rak planflykt. G-kraften blir större när farten ökar eller när svängradien minskar. Om man ökar anfallsvinkeln så att den blir för stor, t.ex. med en häftig upptagning, stallar flygplanet oberoende av farten (s.k. G-stall). 45 G-stall är en synnerligen farlig företeelse fför att den åstadkommer en mycket hård belastning av flygplanets konstruktioner.

46 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 46 Olika stallegenskaper hur vingens utformning inverkar Olika flygplanstyper uppvisar avsevärda skillnader i stallegenskaper. Under stall sjunker nosen i normala fall och flygplanet börjar sjunka. Vissa flygplan börjar sjunka mer än ca. 4 m/sek med något högt nosläge. Flygplan som har en trapets- eller ellipsformad vinge kan visserligen kantra häftigt när planet stallar (s.k. vingspetsstall. vingspetsstall vingrotstall Trapetsformad vinge Ellipsformad vinge Torderad vinge Stall under stigning Under stigning utvecklas stall i rask takt därför att flygplanet har redan då en hög anfallsvinkel ju brantare stigningen är, desto högre är anfallsvinkeln. I händelse av motorstörning bör man snabbt trycka ned nosen annars avtar farten varvid anfallsvinkeln antar sitt kritiska värde och flygplanet stallar. Särskilt farligt är det att hamna i stall i en stigande sväng på låg höjd. Stall under plané Under plané kan stall uppträda förrädiskt utan tydliga kännetecken. Om piloten koncentrerar sig ensidigt och för mycket på anflygningen, kan han instinktivt men utan avsikt ta åt sig spaken långsamt ända tills flygplanet stallar. 46

47 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 47 Denna risk är stor vid tomgångsplané eftersom propellerströmmens förstärkande effekt på stabilisator och höjdroder saknas. Kännetecken vid stall rodrens effekt avtar lindrig vibration i spaken flygplanet har högt nosläge rodren känns slappa, flygplanet reagerar trögt på manövrering varningsljuset börjar blinka eller summern börjar pipa nosen sjunker nedåt eller börjar gunga upp och ned flygplanet vaggar och lutar fram och åter sjunkhastigheten tilltar Den kritiska anfallsvinkeln Stall inträder alltid vid den kritiska anfallsvinkeln oberoende av farten. De största riskerna att hamna i stall till följd av oriktig manövrering ökar: - i branta svängar - vid upptagning ur störtdykningar - i lågfart, särskilt i kyttigt väder Inverkan av tyngpunktsläget Med tyngdpunkten längst fram kan det hända att flygplanet inte stallar normalt. Höjdrodrets effekt kan upphöra innan stall inträder, om planet är nostungt. Då man flyger med tyngdpunktsläget längst bak, utvecklas stall mycket lätt. 47

48 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 48 Om planet är mycket baktungt kan det bli helt manöverodugligt. Upptagning ur fullt utvecklad stall 1) dra fast gasen (om du har lämnat motoreffekt på) 2) tryck ned nosen (återställ anfallsvinkeln) 3) gör upptagning ur dykningen (när anfallsvinkeln och farten är OK) 4) öka motoreffekten samtidigt (ge mera gas) Undvik felmanövrering! Om planet stallar med högt nosläge och på tomgång, och man i misstag ger ordentligt gas, kantrar flygplanet och går plötsligt in i störtspiral. närmast till följd av propellerns vridmoment som överförs till flygkroppen. Om flygplanet stallar och vill kantra, och om man försöker göra en korrigering med spaken åt motsatt håll, förvärras läget, eftersom det skevroder som har rört sig nedåt ökar vingens anfallsvinkel varför flygplanet är redo att gå i spin.. o o o o Stall i rak flygning och upptagning Upptagning ur stall i sväng i princip på samma sätt som upptagning ur rak stall anfallsvinkeln återställs genom att lätta på draget i spaken med 48

49 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 49 skevroder och sidroder centrerade Oriktig upptagning ur stall i sväng leder lätt till spin! Beskrivning av flygläget hos ett plan när det har gått i spin Spin är ett okontrollerat flygläge, ett slags stall med flygplanet i autorotation. Flygplanets nos pekar nedåt mot marken i ca vinkel. Planet roterar och förlorar höjd i rask takt. Vingen på insidan stallar kontinuerligt medan den andra vingen bär Planet kanar kontinuerligt utåt från rotationen (kulan ligger utåt från giren) Spin uppstår närmast till följd av felmanövrering eller av en serie av dylikt. Roderutslag under pågående spin Höjdrodret är vänt uppåt spaken dragen helt bakåt. Sidroderpedalen är tryckt helt ned i rotationsriktningen. Under spin som övning är skevrodren centrerade. Skevning mot rotationsriktningen förvärrar situationen. För att undvika spin Flyg rent med balanserade svängar och kulan i mitten. Hantera rodren mjukt och smidigt Undvik branta svängar på låg höjd och i stigning Håll uppsikt på din fart när du flyger i trafikvarvet!!! 49

50 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 50 Flyg med betryggande säkerhetsmarginal Händelseförloppet i spin 3 kantrar på vingen 2 början till stall 1 4 flygning i lågfart nosen dyker brant 5 rotationen börjar? 6 rotationen acelererar 7 centrifugalkraften tilltar 50

51 SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik föreläsningsunderlag /TB - RH 51 8 sätt i gång med urgång genast! marken rusar emot.. Urgång ur spin Dra gasen fast och ge motsatt fot (fullt sidroder mot rotationen) Lätta på draget i spaken eller för spaken framåt över centralläget Gernast när rotationen upphör, centrera sidrodret Gör en lugn och smidig upptagning ur störtdykningen (utan att söla) Farlig spin flatspin Om man fortsätter att spinna, kan flygläget övergå i flatspin. Flatspin är ett mycket farligt flygläge och dessutom oberäkneligt I flatspin har centrifugalkraften och turbulensen ökat kraftigt. Nosläget är påfallande flackt i förhållande till horisonten. Nosen kan börja nicka och stiga upp t.o.m. ovan horisonten. I flatspin stallar alla roderytor fullständigt. Ett oriktigt lastat flygplan kan gå i flatspin. Allmänt om spin De flesta skolflygplan går inte lätt i spin. Vissa exemplar av samma flygplanstyp kan ha varierande flygegenskaper. Om du vill öva urgång ur spin behöver du avsevärd flyghöjd. Börja inte som oerfaren öva spin på egen hand, utan gör det tillsammans med en erfaren lärare! 51