5 Aerodynamik. föreläsningar 2009.v5

SIL/FFF/Exp.&UL-kommittén. Aerodynamik – föreläsningsunderlag 23.10.2009/TB 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 platsb) 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 ("") = 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


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 + 273 K + 288 K + 373 K

- Temperaturen avtar lineärt med tilltagande höjd enligt ISA-värdena. - Temperaturen inverkar på lufttätheten – vid stigande temperatur – avtagande lufttäthet

- Temperaturen har sjunkit till +5,09C = (-0,65C/100m.) då man nått en höjd om 5000 FT (enligt ISA-värdena)

2


Lufttätheten

- Luftens täthet är materiens massa i förhållande till volymen, dvs = m/v

- Lufttätheten på havsytans nivå enligt ICAO:s standardatmosfär är 1,225 kg/m3

- 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


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


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 = ½ρ V 2 dvs hälften av luftens masstäthet gånger lufthastigheten i kvadrat

Av detta följer att även andra aerodynamiska krafter ökar i förhållandetill 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 verklig-heten det uppmätta statiska trycket på respektive observationsställe.

Strömningen kring ett fast formstycke – luftmotståndet

Luftmotstånd förekommer i följande grundläggande former:

5


- 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 profil- motstånd (CDo) m.a.o. vingens s.k. nollmotstånd.

- ett kort och tjockt föremål utvecklar ett större tryckmotstånd än ett långt med strömlinjeform.

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.

Gränsskikt och friktionsmotstånd

Utanför gränsskiktet har luftströmmen uppnått fri strömningshastighet.

6

Motstånds- CD = 1,1 koefficient (100 %)

Motstånds- CD = 0,11 koefficient (10 %)

CD = 0,56(51 %)

CD = 0,54(49 %)

CD = 0,03(3 %)

Tryckmotstånd hos olika formstycken: (jämförelsetalen uttryckta i %)


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!

Strömningens karaktär – 1) Laminär strömning

- Då strömningen är störnings- och friktionsfri kallas den laminär strömning

7

anströmning


- 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.

Strömningen kring flygplanets vinge – olika typer av vingprofil

1 Välvda turbulensprofiler

8


För att studera strömningen är det praktiskt att välja ett genomsnitt av vingen som benämns vingprofil. I figuren nedan beskrivs en turbulensprofil.

omslagspunkt

strömningen håller sig laminär till en början

anströmmandeluft

Efter omslagspunkten blir strömningen alltmer turbulent

2 Laminarprofiler

I figuren beskrivs en symmetrisk laminarprofil. Laminarprofilens omslags-punkt 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

En Schveitzisk fysiker, Daniel Bernoulli (1700–1782) upptäckte att:

Summan av tryck- och rörelseenergin i laminär strömning är konstant d.v.s. 9

växande gränsskiktdär strömningen blir alltmer turbulent


p + q = K

där : p = statiskt tryck, och q = (½ρ 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

Venturiröret, strömningshastigheterna och det statiska trycket

Vingens form – olika konstruktionslösningar

Sidoförhållande =

10

strömningshastiheten ökar ökar avtar avtar

a

b


Spännvidden (a) i förhållande till profillängden (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

framkantovansida

mittlinje

tjocklek välvningsmaximum


(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 rätlinje 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

bakkant

vingkorda

profillängd

undersida

stagnations-

punkt

anströmningsriktning

nollyftkraftslinje för

vinge i neutralläge

anfallsvinkel

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 accelerera-tioner 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 upp-komsten av lyftkraft.

Huvudfaktorer som inverkar på lyftkraften

Lyftkraften är relaterad bl.a. till lufthastigheten + lyftkraftskoefficienten (CL)

13


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:

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) =

Flyglägen vid stall och ”vikning”

- Om vingens anfallsvinkel ökar och överskrider dess kritiska gräns, uppstår stall eller ”vikning”.

14

AK

N F A L L S V I N K E

Y G H A S T I G EH TÖKAR MINSKAR

TILLTARAVTAR

(½ V 2) CL A a e

L

LF


- 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

Aerodynamiskt motstånd och dess delfunktioner:

1) profilmotstånd och

15

lyftkraftscentrum

lyftkraftens fördelning längs vingens yta (vid låg anfallsvinkel)

vingen i fullt utvecklad stall (mycket brant anfallsvinkel)


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 anfalls-vinkel 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


Profilmotstånd contra inducerat motstånd under rak planflykt

Flyghastigheten avtar: = anfallsvinkeln ökar = det inducerade motståndet ökar

17

PROFILMOTSTÅND INDUCERAT MOTSTÅND

FORMMOTSTÅND

TRYCKMOTSTÅND

FRIKTIONSMOTSTÅND

VINGENS TOTALMOTSTÅND

(profilens form och yta) (anfallsvinkeln)


Flyghastigheten ökar: = anfallsvinkeln minskar = det inducerade motståndet avtar

Kurvor som åskådliggör profilmotstånd, inducerat motstånd samt deras summa.

Laminar- och turbulensprofiler

Om vingens gränsskikt vore genomgående laminärt:

- skulle dess ytfriktion utgöra ca. 10% av vingens ytfriktion hos ett konventionellt motorflygplan.

18

Koefficienten för totalmotståndet, CD

Flyghastighet

Profilmotstånd CD0 Inducerat motstånd CDI

Totalmotståndet CD0 + CDI

minimerat


- 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

- 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

Aerodynamisk och geometrisk tordering av vingen (inbuilt washout)

Med tordering av vingen avser man skillnaden mellan rot- och vingspets-profilernas monteringsvinklar.

De flesta hobbyflygplan konstrueras så att de har en flackare monteringsvinkel för profilen vid vingspetsen än profilen vid vingroten. 19

Turbulensprofilerna


Vid kritisk anfallsvinkel utvecklas stall med början vid vingroten varvid flygplanets manöverduglighet i rollplanet bibehålls så länge som möjligt.

Geometrisk tordering = vingroten har samma profil som vingspetsen men den har en annan monteringsvinkel.

Aerodynamisk tordering = olika profiler som har samma monteringsvinkel

Vingens sidoförhållande (Aspect Ratio)

- sidoförhållandet är vingens spännvidd i förhållande till profillängden

- mer exakt uttryckt: förhållandet mellan spännvidden i kvadrat och vingytan

20

flygkroppens mittlinje dvs referensplan

rotprofilens monteringsvinkel

flygkroppens mittlinje

spetsprofilens

monteringsvinkel


Jämförelser:

segelflygplan motorflygplan

sidoförhållande 1:14 sidoförhållande 1:6

Det inducerade motståndet hos ett segelflygplan är lågt och planetsglidprestanda 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

- vid flygning nära markytan träffar kantvirveln marken

21


- 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…

Förhållandet mellan lyftkraft och motstånd i rak planflykt

När man utvecklar lyftkraft, uppstår också luftmotstånd

Lyftkraft och effekt

22

o

Nu skall ni få se på tusan!

?!


- 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

- när flygplanets hastighet tilltar upphör planet att stiga

- när anfallsvinkeln minskar avtar det inducerade motståndet

- när det inducerade motståndet avtar ökar profilmotståndet

Flygplanets hastighetspolardiagram

Intill kurvan nedan har man ritat tangenter med avseende på olika utgångs-punkter för att kunna påvisa optimala flyghastigeter i tomgångsplané

Kurvan uppvisar förhållandet mellan lyftkraft och totalmotstånd i olika lägen

m/sek 23

CD0.CDI.

V

CD


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 4 3 2 1 36 72 108 144 180 216 km/t 0 - 1 10 20 30 40 50 60 - 2

- 3 - 4

- 5 - 6 - 7

- 8

Hastighetspolardiagrammet uppvisar de bästa glidtalen

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

- när totalmotståndet är minimerat, har planet den hastighet som svarar mot det bästa glidtalet dvs flugen distans / höjdförlust, t.ex. 1:10 eller 10.

24

AA

B

B

CC


- 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:

Tyngdkraften (g) som är riktad från planets tyngdpunkt rakt nedåt

Lyftkraften L = en kraft som utgår vinkelrätt från flygbanan eller dess tangent

25


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 = nostovoima

D= vastusT = vetovoima

G = painovoima

R = aerodynaamistenvoimien resultantti =kokonaisreaktio

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

Flygplan i rak planflykt med konstant flyghastighet.

L = LYFTKRAFT

T = DRAGKRAFT

D = MOTSTÅND

G = TYNGDKRAFT

R = RESULTANT AV LYFT-KRAFT OCH MOTSTÅND

P = TYNGDKRAFTENS DELKOMPOSANT SOM VERKAR VINKELRÄTT FRÅN FLYGBANAN

R = RESULTANT AV DRAG-KRAFT OCH TYNGDKRAFT


Flygplan i plené med konstant fart

Krafter som inverkar på flygplan i plané:

1) Tyngdkraften G

1) Motståndet D

2) Lyftkraften L

3) Resultanten av lyftkraft och motstånd (luftkraften) R =

4) Dragkraften (rekylen) T

5) 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 flyg-planet 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

R = RESULTANT AV LYFT-KRAFT OCH MOTSTÅND

L = LYFTKRAFT

P = TYNGDKRAFTENS DELKOMPOSANT SOM VERKAR VINKELRÄTT FRÅN FLYGBANAN

G = TYNGDKRAFT

T= DRAGKRAFT D = MOTSTÅND


- 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

NOSTOVOIMARESULTANTIN PYSTYSUORA=

KOMPONENTTI =L = NOSTOVOIMA = 2

1/2 x V

KESKIHAKUISVOIMA= o

Cp = L x sin 45

oL x cos 45

G = PAINOVOIMA

= m x g

KESKIPAKOVOIMA =KESKIHAKUISVOIMANVASTAVOIMA = Fc

2Fc = m x V r

KESKIPAKOVOIMANJA PAINOVOIMANRESULTANTTI

Krafter som inverkar på ett flygplan i sväng 2)

dragkraft motstånd

lyftkraft resultant av centrifugalkraft och tyngdkraft

28

CLV 2

G

L Cp

Centrifugalkraften (Fc) = centripetalkraftens motkraft

Centrifugalkraftens och tyngdkraftens resultant dvs lastfaktorn (G)

Tyngdkraften = m x G

Centripetalkraften = m x G

Lyftkraftsresultantensvertikalkomposant

Lyftkraften (L)


tyngdkraft lyftkraftsresultantens vertikalkomposant

centripetalkraft centrifugalkraft

Flygplanets massa uttrycks med lastfaktorn

Om flygplanets massa ökar = ökar vingbelastningen (kp/m2):

- 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:

Lutningsvinkel och G-kraft

29

R

flygbana

LLt Lt’ L’

(omega)= svänghastighet

V2

Svängradien = g tg

Lutning 0 g-kraft = 1 = planets vikt

Lutning 45 g-kraft = 1,414 VS ökning = 18,9%

Lutning 60 g-kraft = 2 VS ökning = 41,4%

Lutning 75,5 g-kraft = 3,99 VS Ökning= 100%


Ett kraftigare drag i spaken resulterar i en större totallyftkraft och därför övergår svängen i en stigande sväng

Lv = lodrät lyftkraftskomposant (i plansväng) L = total lyftkraft (i plansväng) Lt = vågrät lyftkraftskomposant (centripetalkraft) W = flygplanets vikt När Lv är lika stor som W, ligger flygplanet i en horisontalsväng.

När Lv’ är > W, är planet i en stigande sväng (samma radie och lutning)

Förhållandet mellan svänghastighet, lutningsvinkel och flyghastighet

Om man hade för avsikt att ändra kurs 180 i tomgångsplané (glidflykt)så att man förbrukar så lite höjd dom möjligt under manövern:

30

horisontalplanet

Lv

W

R = svängradie

Lv’

g

g’

???


- 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 =

dvs det blir ett ”misslyckat experiment” därför att man inte når dit man avsett…

Med en mycket brant sväng > 60:

kommer flygplanet att ”sluka” höjden snabbt även om sväng-radien 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

För att kunna studera förändringar i flygläget, relaterar man dem till flygplanets tre ”axlar”.

31

! ! ! !


Axlarna är tänkta räta linjer som skär varandra i flygplanets tyngdpunkt.

Dessa axlar är:

Flygplanet kan ändra flygläge genom att röra sig runt dessa axlar

Flygplanet kan ändra flygläge genom att röra sig runt:

Lodaxeln (Z) kursstyrning sidroderutslag

Tväraxeln (Y) styrning av längdlutning (nosläget) höjdroderutslag

Längdaxeln (X) styrning av sidolutning skevroderutslag

RODERVERKAN – Sidroder

Sidrodret är lagrat i bakkanten av fenan

När man ger sidroderutslag, förändras sidrodrets och fenans sammanlagda

32

X

X

Y

Ylängdaxeln

tväraxeln

lodaxeln

Z

Z

lodaxeln

tväraxelnlängdaxeln


yta så att den bildar ett slags välvning.

Detta åstadkommer en ”lyftkraft” som verkar i sidled.

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.

När man ger höjdroderutslag, förändras höjdrodrets och stabilisatorns sammanlagda yta så att den bildar ett slags välvning.

33

TYNGDPUNKT

Den kraft som sidrodret åstadkommer, skjuter flyg-planets

stjärtparti åt vänster


Detta åstadkommer en ”lyftkraft” som verkar vertikalt på stjärtpartiet. v

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 nosenshöjd mot horisonten.

Höjdrodrets uppgift är att reglera längdlutningen. Manövern åstadkommerockså 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.

När man ger skevroderutslag, förändras vingprofilens geometri så att den

34

TYNGDPUNKT

Kraften som höjdrodret åstadkommer, trycker ned flyg-

planets stjärtparti pyrstöä alaspäin

Nosen stiger samtidigt


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 löperi flygkroppens längdriktning och som skär tyngdpunkten.

När vänster skevroder vänds nedåt, vänder höger skevroder sig uppåt.

Piloten ”för spaken åt höger”. Manövern får skevrodret att ändra läge.

Om sekundär roderverkan – skevroderbroms-effekt

Skevroderbromsen beror på skillnad i motstånd hos respektive vinge.

Detta bör inte förväxlas med landningsklaffarnas funktion.

35

Kraften som skevrodret åstad-kommer, får vänster vinge att lyfta

ANSTRÖMNING

LÄNGD-AXEL

Flygplanet lutar åt höger(sett bakom planet)

TYNGDPUNKTVÄNSTER SKEVRODER VEKE

HÖGER SKEVRODER


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 vingensprofil 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 samtidigtge fot åt det håll man för spaken.

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.

Aerodynamisk balansering av roderytor

Pendelroder

Ett pendelroder består av en enhetlig roderyta som är en kombination av både stabilisatorn och rodret.

36

V

H


Luftströmmen som träffar den del av pendelrodret som befinner sig fram-för 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 känn-bar fysisk ansträngning – detta gäller särskilt tunga flygplan.

Därför har man aerodynamskt balanserade roderytor hos en det flygplan.

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.

37

gångjärnsslinje

roderyta

Aerodynamisk balansering med pendelroder och med hornbalans

pendelroder

hornbalans

stabilisator


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.

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

38

Blyvikt gångjärnslinje

gångjärnslinjeblyvikt

statisk balansering av roder


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.

Höjdrodertrimmens funktion och manövrering

Med trimroderutslag kan man partiellt förändra roderytans välvning.

Som följd av detta kommer trimmen att påverka höjdrodrets läge.

39

Trimroder som kanmanövreras från cockpiten

Trimplåt som kan justeras för hand: vänster skevroder och sidrodret


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 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.

Landningsklaffar, vingspalter och dykbromsar

Landningsklaffar

Landningsklaffarna är utfällbara aerodynamiskt utformade rektangulära bärytor som befinner sig vid vingarna bakkanterna, och som i utfällt läge

40

stabilisator höjdroder trimroder


(ca. 10 – 60) 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.

Vingspalter (framkantslots)

Vingspalter är långa hjälpprofiler som är monterade i vingarnas framkanter.

Syftet är att förbättra manöverdugligheten i lågfart vid hög anfallsvinkel.

41

bakkantsklaff

slotklaff

Fowler-klaff

skivklaff l.(klyvklaff)

Landningsklaffar av olika typ


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

Dykbromsar – (segelflygplan och motorsegelflygplan)

Med dykbromsarna reglerar man sjunkhastigheten och glidvinkeln.

Dykbromsarna ökar motståndet och försvagar vingens lyftkraft.

42


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.

Dragstång

Vingbalk Lagring i vingbalken

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. 43

Dykbromsar av Schempp-Hirth -typi öppet läge, vy från

vingens bakkant takaa

utfällda dykbromsar,”vy från vingspetsen”

Dykbromsarna sedda från vingens ovansida

öppen

stängd

stängd öppen


- 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).

- 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.

44


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/cos som faktor ( M ) i procent

10 1,0154 1,0077 0,7 %30 1,1547 1,0746 7,5 %45 1,4142 1,1892 18,9 %60 2,0000 1,4142 41,4 %

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).

G-stall är en synnerligen farlig företeelse fför att den åstadkommer en mycket hård belastning av flygplanets konstruktioner.

Olika stallegenskaper – hur vingens utformning inverkar

Olika flygplanstyper uppvisar avsevärda skillnader i stallegenskaper.

Under stall sjunker nosen i normala fall och flygplanet börjar sjunka.

45


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.

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. Denna risk är stor vid tomgångsplané eftersom propellerströmmens förstär-kande effekt på stabilisator och höjdroder saknas.

Kännetecken vid stall

rodrens effekt avtar

lindrig vibration i spaken

flygplanet har högt nosläge 46

vingspetsstall vingrotstall


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.

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)

47


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 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. 45- 60 vinkel.

Planet roterar och förlorar höjd i rask takt.

48


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

Flyg med betryggande säkerhetsmarginal

491

23

början till stall kantrar på vingen

! ! !

Händelseförloppet i spin


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

50

?

4

5

6

7

8

flygning i lågfart

nosen dyker brant

rotationen börjar

rotationen acelererar

centrifugalkraften tilltar

sätt i gång med urgång genast! marken rusar emot..


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!

Flygplanets stabilitet

Med ett flygplans stabilitet avses dess förmåga att av sig själv återställa ett givet flygläge.

Stabilitetslägena är längdstabilitet, kursstabilitet och tvärstabilitet.

Då man konstruerar flygplan, strävar man efter en ändamålsenlig stabilitet.

51


Längdstabilitet (Longitudinal Stability)

Längdstabilitet innebär att flygplanet är stabilt kring tväraxeln (nickande).

Det strävar tillbaka till sitt normala flygläge utan vidare dröjsmål, beroende på:

1 Flygplanets tyngdpunkt som inte får ligga för långt bak (oerhört viktigt).

2 Lyftkraftscentrets rörelser i vingarna. Även vingens tordering och pilform inverkar på detta.

3 Stabilisatorns yta och avstånd från tyngdpunkten. Stabilisatorns monteringsvinkel inverkar mera på flygplanets längdlutning än på stabiliteten. 4 Flygkroppen påverkas av aerodynamiska krafter. Förändring i flygläget kan få flygkroppens tryckcentrum att förflytta sig och påverka längdstabiliteten. Tyngdpunktsläget

Tyngdpunktsläget har avgörande betydelse för längdstabiliteten.

Längdstabilitet erhålls när tyngdpunkten ligger framför lyftkraftcentrum.

Stabilisatorns uppgift är att balansera flygplanet genom att sänka stjärten.

Ett flygplan som är lastat på det sättet förmår väl återställa sitt flygläge. Detta förutsätter att stabilisatorn har tillräcklig yta och aerodynamisk effekt.

Lyftkraft

Negativ lyftkraft Tyngdkraft

Statiskt och dynamiskt stabil.i egenskap

52

Det är lätt att lära sig att flyga och det är cool!


Efter någon enstaka pendling är flygplanet åter i planflykt

Statiskt stabil men dynamiskt indifferent . egenskap

När flygplanet tvingats avvika från sitt flygläge, upprepas samma pendlingar

Statiskt stabil men dynamiskt instabil egenskap

När flygplanet tvingats avvika från sitt flygläge, ökar utslaget på pendlingarna fortsättningsvis tills planet gör en utvänding looping

Statiskt indifferent. egenskap

53

Hur går det nu med oss?

Jag mår nog inte riktigt bra… voi oikeinhyvin...ulph...

Oj, vad det kittlar häftigt i magen!


När flygplanet tvingats avvika från sitt flygläge, fortsätter det längs den förändrade flygbanan

Statiskt instabil. egenskap

När detta flygplan har tvingats avvika från sitt flygläge, blir glidbanan fortsättningsvis allt brantare

Tyngdpunktslägets inverkan på längdstabiliteten och manöverdugligheten

Ett baktungt flygplan är oftast längdinstabilt och har därför farliga egenskaper.

54

Hjääälp!


Höjdrodret på ett framtungt flygplan förlorar sin effekt innan planet stallar. Noshjulet får den första markkontakten med studsar som följd.

Kursstabilitet (Directional Stability)

Med kursstabilitet avses flygplanets tendens att bibehålla sin styrkurs.

På detta inverkar flygkroppens sidoytor och fenans avstånd från tyngdpunkten.

Om den sidkraft som får planet att gira och som verkar bakom tyngdpunkten, är större än kraften framför densamma, strävar planet tillbaka till sin styrkurs.

Fenans huvuduppgift är att garantera tillräcklig kursstabilitet.

En stor fena och ett stort sidroder kan erbjuda god kursstabilitet, men planet kan bli alltför sidvindskänsligt vid landningen.

Tvärstabilitet (poikittaisvakavuus - Lateral Stability)

Tvärstabilitet = planet förmår återställa vingarna i horisontalläge.

Om planet börjar luta t.ex. åt vänster från rak planflykt, kommer den vänstra vingens effektiva anfallsvinkel att öka momentant under rörelsen i rollplanet.

När anfallsvinkeln ökar momentant, ökar också vingens lyftkraft momentant.

Denna kraft som motverkar lutningen, verkar endast under rörelsen i rollplanet.

Inverkan av vingens V-form

Tvärstabilitet kan förbättras med positiv V-form, där vingspetsarna ligger högre än vingroten.

När planet lutar, börjar det kana i lutningsriktningen. Luftströmmen träffar planet då både framifrån och snett underifrån och från sidan.

Den lägre vingen vars relativa spännvidd blir större, ger mer lyftkraft än den övre vingen.

Pendelstabilitet

Pendelstabiliteten beror på att vingarna ligger högre än planets tyngdpunkt.

55


Ett högvingat flygplan som börjar luta, återställer läget till följd av att tyngd-punkten strävar tillbaka till sitt ursprungliga läge.

När planet lutar, börjar det kana varvid luftströmmen träffar flygkroppen en aning sidledes.

Den del av flygkroppen som befinner sig ovan tyngdpunkten, bildar den största delen av sidoytan.

Denna del av flygkroppen kommer härvid att ta emot den största delen av det tryck som kommer sidledes, vilket får planet att återta horisontalläget.

Hur positiv pilform inverkar på tvärstabiliteten

Om planet börjar luta t.ex. åt vänster, börjar det kana i lutningsriktningen.

Luftströmmen träffar då framkanten på den vänstra vingen i en brantare vinkel än på den högra.

Till följd av detta kommer den relativa anfallsvinkeln och spännvidden på den vänstra vingen att bli större varför den ger större lyftkraft än den högra.

SEKUNDÄRA EFFEKTER AV TVÄR- OCH KURSSTABILITET – Förhållandet mellan tvär- och kursstabiliteten

När ett kursstabilt flygplan börjar luta, strävar det att kana i lutningsriktningen och samtidigt börja planet också gira åt samma håll.

Förändringen av styrkursen åstadkommer en gir runt lodaxeln, som resulterar i att den högre vingen utvecklar mer lyftkraft (av hastighetsskillnaden).

Om vingen har V-form har den lägre vingen i detta läge en högre anfallsvinkel än den högre. Härvid uppstår två motsatta effekter:

1 Då flygplanet kanar, strävar kursstabiliteten att öka hastigheten i giren som övergår i en sväng som i sin tur sänker nosen eftersom vertikalaxeln lutar.

2 Tvärstabiliteten strävar däremot att få vingarna att återta horisontalläget.

Förhållandet mellan tvär- och längdstabiliteten

Om flygplanet har god längdstabilitet och svag tvärstabilitet:

56


- strävar planet att öka lutningen och sänka nosen kontinuerligt - som följd av detta kan planet gå i störtspiral utan pilotens medverkan- härvid har planet svag spiralstabilitet.

Motsatsen till detta är en s.k. Dutch Roll tendens dvs svag kursstabilitet: (Dutch-roll –rörelser bör alltid undvikas).

- flygplanet kanar i lutningsriktningen men girar åt motsatt håll. - flygplanet ändrar lutning växelvis åt ena hållet och det andra. - nosen svänger (girar) samtidigt åt motsatt håll

Hur flygplanets gir inverkar på lutningen

Om man med sidrodret tvingar planet att gira runt sin lodaxel:

- börjar det till följd av inertiakraften kana utåt i giren - Kanandet utåt giren resulterar i ökad lyftkraft åt den vinge som ligger framom

den andra till följd av V-form, positiv pilform eller pendelstabilitet.- Detta åstadkommer ett rollmoment som tenderar att lyfta på den vinge som

ligger framom den andra och sålunda avbryta giren. Å andra sidan girar planet momentant också kring sin lodaxel, varvid:

- girens yttervinge rör sig snabbare och ger mer lyftkraft än den andra. - beroende på kursstabiliteten hålls planet i kurs eller så girar det i den riktning

planet kanar.

Kurs- och tvärstabilitet vid ingång i svängar

Om kursstabiliteten är svag och tvärstabiliteten god:

- om man enbart ansätter sidroder, påbörjar planet en gir och kanar utåt giren. - flygplanet börjar luta i girens riktning till följd av V-formens inverkan.- flygplanet inleder en sväng utan skevroderutslag

Om kursstabiliteten är god men tvärstabiliteten svag:- om man enbart ansätter skevroder får man planet att luta - kursstabiliteten försätter flygplanet i vingglidning - flygplanet påbörjar en sväng utan tillhjälp av sidrodret (Då man konstruerar flygplan strävar man efter både kurs- och tvärstabilitet).

STABILITETSLÄGEN VID MANÖVRERING PÅ MARKEN

Flygplanets stabilitet vid taxning

57


Tyngdpunktsläget bör beaktas vid manövrering av flygplanet på marken.

Ett högt tyngdpunktsläge i förening med ett landningsställ som har smal spår-vidd, innebär en risk för planet att kantra till följd av girar vid taxning.

Som följd av detta kan flygplanet göra en s.k. ground loop. eller om situationen förvärras, kan planet slå runt via markkontakt med nos och vingspets.

Ett lätt flygplan med effektiv motor kan plötsligt gira av banan i starten om man ger fullgas för snabbt propellerströmmens vridmoment ”får övertaget” över sidrodereffekten.

Ett högvingat flygplan eller en stor V-form kan göra planet sidvindskänsligt.

Lågt tyngdpunktsläge och stor spårvidd minskar risken att kantra på marken.

Flygplan med sporrhjulsställ tenderar att gira av banan till följd av slarvig manövrering vid utrullningen efter landningen.

Hos dylika flygplan ligger huvudstället framför tyngdpunkten.

Om flygplanets nos pekar något åt sidan under en sidvindslandning, kommer planets tyngdpunkt att sträva förbi mittpunkten av huvudstället, vilket medför risk för en oavsiktlig gir eller avkörning från banan

FLYGPLANSPROPELLRAR

Propellerns geometri och rörelsebana

Flygplanets propeller fungerar på sätt och vis som en roterande vinge.

Propellerbladets genomskärning har formen av en vingprofil.

Rörelsebanan är skruvformad i luftströmmen som löper igenom propellern.

Den vinkel som propellerblades profil bildar med rotationsplanet, benämns bladvinkel.

58


Vinkeln vid rotprofilen är större än spetsprofilen

Propellerbladets tordering

I propellerns centrum monteras ofta en spinner för att minsa motståndet. Luftströmmen träffar propellerns centrum rakt framifrån, dvs anfallsvinkeln är där 90º.

Ju längre man förflyttar sig mot bladspetsen, desto lägre blir bladvinkeln.

Propellerbladet är torderat (vridet) i syfte att få alla bladprofiler att anta i stort sett samma anfallsvinkel i förhållande till luftströmmen.

Med en dylik tordering försöker man få propellern som helhet att fungera så effektivt som möjligt.

När propellern gör ett varv, rör sig kordan för varje profil både i kordans och i propellerns rotationsplan en viss sträcka. Denna kallas geometrisk stigning.

59


Geometrisk stigning

Rotationsplanet

PropellernsBladvinkeln profilkorda

Krafter som propellern åstadkommer – allmänt

När propellern roterar, åstadkommer båda propellerbladen både lyftkraft och motstånd som tillsammans bildar en aerodynamisk totalreaktion (R).

Reaktionen (R) kan delas upp i två komposanter:

1 en komposant som går i längdaxelns riktning = dragkraften (T)

2 en komposant som går i propellerns rotationsplan = vridmomentet (V), som också benämns propellerns rotationsmotstånd.

I starten är rekylen större än flygplanets totalmotstånd.

Vid rak planflykt i konstant fart är dragkraften lika stor som totalmotståndet.

60

RT


Propellerns vinklar och stigning

Bladvinkeln = vinkeln mellan profilkordan och rotationsplanet.

Anfallsvinkel = vinkeln mellan profilkordan och anströmningsriktningen. (anfallsvinkeln är under flygning mycket mindre än bladvinkeln).

Effektiv stigning = den sträcka som propellern i verkligheten avancerar / varv.

Experimentell stigning = den sträcka propellern skulle avancera under ett varv i ett sådant läge att den varken skulle dra eller bromsa, t.ex. i plané (glidflykt).

Propellerns slip = skillnaden mellan experimentell och effektiv stigning.

Variationer i propellerns dragkraft

Propellern utvecklar dragkraft vid start, stigning eller planflykt.

Om man minskar gasen och övergår till glidflykt som blir allt brantare, kommer propellern i något skede att utveckla varken dragkraft eller bromskraft.

Om glidbanan ytterligare blir brantare, börjar propellern småningom bromsa.

Propellertyper med olika stigning

Olika propellrar har olika stigning beroende på deras användning.

En propeller för distansflygning har stora bladvinklar och är effektiv i hög fart.

En bogserpropeller har flacka bladvinklar och är effektiv i lågfart. Den ger god dragkraft i start och stigning.

LASTFAKTORN OCH FLYGMANÖVRAR

Hur man beaktar konstruktionstekniska krav

Strukturhållfastheten för ultralätta flygplan är fastställda i kraven enligt JAR-22.

61

V

rotationsriktning


Dessa krav har upprättats för normal flygverksamhet, varför avancerad flyg-ning inte är tillåten enligt dessa minimikrav, där strukturernas hållfasthet för flygmanövrar åtminstone bör nå upp till följande gränsbelastningsvärden:

positiv lastfaktor om 3,8 g, ochnegativ lastfaktor om 1,5 g.

Under flygning utgör lastfaktorn (g) relationen mellan lyftkraft och totalvikt.

Därutöver bör hållfastheten uppnå kraven i JAR-22 beträffande belastning i vindbyar. I planeringen av konstruktionerna bör också beaktas de i JAR-22 fastställda säkerhetsfaktorerna. (I allmänhet är hållfastheten beräknad enligt en säkerhetsfaktor om 1,5).

Lastfaktorerna är specificerade för manövergränserna och max. tillåten fart.

Gränsbelastningsvärden för manövrering och belastning i vindbyar

Konstruktionen bör hålla största förväntade belastningar, dvs. gränsbelast-ningsvärdet utan att strukturen antar några permanenta formförändringar.

Gränsbelastningsvärdet är den största belastning som förutsätts kunna upp-stå under flygmanövrar. Eventuell formförändring upp till gränsbelastnings-värdet får inte medföra olägenheter (risk) för betryggande bruk av flygplanet.

Brottgränsen utgör gränsbelastningen multiplicerad med säkerhetsfaktorn som bör uppgå till minst 1,5 om inte något annat har fastställts.

Det är synnerligen viktigt att man beaktar flyghandboken / instruktionsbokens uppgifter om hur man lastar (och belastar) flygplanet. Dessutom bör man anpassa flyghastigheten och manövreringsstil till rådande förhållanden.

Flygning i byigt väder förutsätter framför allt sansad hantering och skälig fart. Det finns talrika exempel på hur flygning med överhastighet i byigt väder har fått flygplanet att kollapsa i luften.

Kurvor för gränsbelastning – kombinationer av fart och lastfaktor

De värden som fastställts för flygplan gällande begränsningar i form av kombi-nationer av fart och lastfaktor avbildas med kurvor över sådana gränsvärden.

Dessa kurvor har fastställts med både vindby- och manöverkriterier.

62


Uppgifterna därav har sammanställts i ett schema där den lodräta axeln motsvarar lastfaktorn och den vågräta axeln motsvarar flyghastigheten.

I kurvan över gränsvärdet är linjer insatt för vindbybelastning enligt följande:

- Gränsvärdekurvan för vindbybelastningar avser flygning med infällda klaffar;

- Flygplanet bör enligt planerad maxfart i byigt väder, tåla en vindby vars lod-räta fart kan uppgå till ±15 m/sek vinkelrätt i förhållande till flygbanan;

- I maxfart bör flygplanet klara av en vindby om 7,5 m/s (uppåt/nedåt);

För avancerade manövrar bör tillåten gränsbelastning = minst +3,8 ja –1,5g.

Exempel på ett gränsbelastningsdiagram inklusive vindbylinjer

I diagrammet uppvisas följande farter: VS = stallfart; VA = avancerad flygning (aerobatic) ; VC = fart i distansflygning (cruise) och VD = max tillåten fart i störtdykning (dive).

Operativa begränsningar enligt flyghandboken

I flyghandboken kan därutöver finnas uppgifter om begränsningar gällande osymmetriska flyglägen:

- fullt ansatt skevroder

63

Lastfaktor (n)

+1

0

+ CN max

A

pos. belastn. avancerad flneg.belastn. avancerad fl.

+Vc vindbylinje

+VD vindbylinje

- VD vindbylinje

- Vc vindbylinje Flyghastighet (V)

VsVA

VC VD

- CN max

A

AC

D

E

FG


- vingglidning - pendling från kursavvikelser

Dylika osymmetriska flyglägen belastar också flygplanets sidoytor.

Av andra begränsningar som hänför sig till belastning av planet kan nämnas:

- motorns torsions- och gyroskopkrafter,- belastning av manöversystem och roderytor, samt- belastning av landningsställ och flottörer

Begränsning av lastfaktorer vid olika klafflägen

Utfällning av landningsklaffarna medför momentant en ökning lyftkraften.

Hastighetsområdet flygning med utfällda klaffar har markerats med en vit båge på fartmätaren.

Förutom att iakkta tillåten hastighet är det dessutom viktigt att även flygläget är lämpligt för utfällning av klaff även om hastigheten i övrigt vore OK.

Under flygningen är det i allmänhet rekommendabelt att fälla ut klaff gradvis.

Förändringar i lastfaktorn i sväng och vid upptagning ur dykning

Emedan termik- o.a. vindbyar ibland överskrider 2 g i turbulens, är det skäl att anpassa flyghastigheten till rådande vädersituation.

Särskilt bör man undvika att överbelasta flygplanet vid upptagning ur brant dykning eller störtdykning.

Lastfaktorn växer om radien för flygbanan i sväng eller vid upptagning ur dykning minskas genom ökat drag i spaken.

Man bör också beakta att säkerhetsfaktorernan för ett äldre flygplan möjligtvis har ”förbrukats” så att de inte längre motsvarar faktorerna för ett nytt flygplan.

Hastighetsbegränsningar vid avancerad flygning

Hastighetsbegränsning vid avancerad flygning är relaterad till hållfastheten.

Denna omnämns i handboken men den är inte alltid markerad på fartmätaren.

64


Maxfart vid avancerade manövrar är den högsta tillåtna fart med fulla roder-utslag och snabb rodermanövrering.

Det är dock inte skäl att praktisera en dylik manövreringsstil.

Sådan hantering innebär ökad förslitning på flygplanet och det kan leda till oväntade situationer, dessutom är det inte förenligt med god pilotsed.

Man bör dock inte dra sig för att styra med kraftiga rörelser om situationen kräver det, men att hålla uppsikt på farten är i detta sammanhang lika viktigt.

Användning av dykbromsar – gäller segelflygplan och motorsegelflygplan

När man fäller ut dykbromsarna är det skäl att undvika alltför snabb utfällning.

För bruket av dykbromsar gäller hastighetsbegränsningar. Observera att dådykbromsarna är utfällda, är planets stallfart högre än när de är infällda.

Motorsegelflygplanet G109:s max tillåten fart med utfällda dykbromsar är 130 knop, men farten motsvarar också maxfart i vindstilla.

Vid kontroll före start bör låsningen av dykbromsarna kollas upp så att de inte kan slå upp av sig själv under flygningen.

ALLMÄNNA SÄKERHETSÅTGÄRDER UNDER FLYGNINGEN

För att flygläget skall väl hållas under kontroll, bör man trimma planet tillräck-ligt omsorgsfullt.

De operativa begränsningarna för ultralätta flygplan och motorsegelflygplan tillåter flygning endast i VFR under dagstid i icke isande förhållanden.

Dessutom bör man beakta skillnaden mellan verklig lufthastighet och indikerad fart om man flyger på avsevärd höjd.

Störtspiral (Spiral Dive)

Störtspiral är ett flygläge som helt avviker från spin.

Den tar sin början från en alltför stor lutning i en mycket brant sväng.

65


Oftast sker det när piloten förlorar sin lägesuppfattning i dåligt väder då lutningen i en brant sväng ökar snabbt. I en störtspiral ökar hastigheten våldsamt och alla roder har en kraftig och omedelbar effekt.

Innan man förlorar kontrollen över flygplanet bör man omedelbart vidta åtgärder för att återställa flygläget från en begynnande störtspiral.

Korrigering: 1) överlopps lutning bort. 2) försiktig upptagning, och 3) om flygplanet har dykbromsar öppnar man dem försiktigt med ett kraftigt grepp. Frost- och isbeläggning samt föroreningar – inverkan på flygprestanda

Många flygplan reagerar starkt på frost som avsatt sig på stabilisator och vingar.

T.o.m. ett tunt lager frost på vingen bildar en avsevärd riskfaktor och detta kan omöjliggöra starten.

Stallfarten tilltar märkbart och flygprestanda försämras i oroväckande grad.

Det har också hänt att frost- eller isbeläggning på stabilisatorns framkant har förorsakat störtdykning till följd av sk. stabilisator- eller roderstall.

Stabilisatorn har till uppgift att balansera flygplanet genom att trycka ned stjärten därför att tyngdpunktsläget ligger sig framför det område där lyftkraftscentrum i normala flyglägen befinner sig.

Om stabilisatorn förlorar sin effekt, går planet omedelbart in i störtdykning.

Piloten bör särskilt komma i håg att planets vingar, stabilisator och roderytor bör vara helt fria från frost och andra föroreningar. Detsamma gäller propeller- blad och spinner.

Observera: Piloten bör alltid vara medveten om att varje flygplansexemplar har sina särdrag och planet bör flygas på dess egna villkor.

BILAGA 1: Aerodynamiskt centrum och momentkoefficient

66

Lyftkraft


Bilden visar läget för det aerodynamiska centret (AC)

Längdlutningsmoment

När vingen utvecklar lyftkraft, uppstår förutom motstånd även en kraft som strävar att vrida runt vingen, dvs det s.k. längdlutningsmomentet som kan uttryckas: M = (½ ρ V2 ) * Cm, där (Cm) är profilens momentkoefficient.

Det aerodynamiskea centret = en upphängningspunkt för vingprofilen, där längdlutningsmomentet föblir konstant oberoende av anfallsvinkeln.

Läget för det aerodynamiska centret = i stort sett 25 % av vingkordans längd.

Med positiva anfallsvinklar är momentet i allmänhet negativt, dvs. det strävar att trycka flygplanets nos nedåt.

Momentkoefficienten är av viss betydelse för flygplanets längdstabilitet.

Ju mer progressivt momentkoefficienten minskar samtidigt som lyftkraft-koefficienten ökar, desto mer längdstabilt är flygplanet.

Bilaga 2: Lutningsvinkel, flyghastighet, svängradie och svänghastighet

Vid flygning i horisontalsväng

- med bestämd lutningsvinkel och - med bestämd flyghastighet, är

67

Anfallsvinkel

Motstånds

Vrid-moment M

Aerodynamiskt centrum AC

Anströmning V


svänghastigheten och svängradien konstanta, och detta gäller

- oberoende av flygplanets massa och- tyngdpunktsläge.

När lutningsvinkeln är konstant, förblir flygplanets lastfaktor konstant.

Med konstant lutningsvinkel:

Flyghastigheten ökar svänghastigheten minskar svängradien ökar

Flyghastigheten minskar svänghastigheten ökar svängradien minskar

Med konstant svänghastighet (vinkelhastighet):

Flyghastigheten ökar lutningsvinkeln ökar svängradien ökar

Flyghastigheten minskar lutningsvinkeln minskar svängradien minskar

Med konstant flyghastighet:

Lutningsvinkeln ökar svänghastigheten ökar svängradien minskar

Lutningsvinkeln minskar svänghastigheten minskar svängradien ökar

Med konstant svängradie:

Lutningsvinkeln ökar flyghastigheten ökar svänghastigheten ökar

Lutningsvinkeln minskar flyghastigheten minskar svänghastigheten minskar

68

Documents

5 Aerodynamik. föreläsningar 2009.v5