Aerodynamik eller Flygningens grundprinciper
Aerodynamik eller Flygningens grundprinciper
Aerodynamik eller Flygningens grundprinciper
Create successful ePaper yourself
Turn your PDF publications into a flip-book with our unique Google optimized e-Paper software.
<strong>Aerodynamik</strong><br />
<strong>eller</strong><br />
<strong>Flygningens</strong> <strong>grundprinciper</strong><br />
Ivan Hedin
m<br />
F<br />
a<br />
Newton: F = m x a
Bernoulli
Bernoulli forts.
Lyftkraft<br />
Newton:<br />
• Kraft: F = m x a<br />
• För varje kraft som verkar på en kropp,<br />
bildas en lika stor motriktad kraft.<br />
Bernoulli:<br />
Statiskt tryck + dynamiskt tryck = konstant
Vridande moment i vingen
Angle of Incidence
Anfallsvinkel
Vid stagnationspunkten är hastigheten noll och<br />
trycket som störst.<br />
En asymmetrisk vingprofil ger lyftkraft även om<br />
anfallsvinkeln är = 0.
(Lyftkraft)<br />
TOTAL REACTION<br />
(Resulterande kraft)<br />
(Motstånd)<br />
Resulterande kraften delas upp i:<br />
•Lyftkraft, vinkelrät mot fria strömmande luften.<br />
•Motstånd, parallellt med fria strömmande luften.
Lyftkraften är vinkelrät mot fria<br />
strömmande luften och motståndet<br />
är parallellt med fria strömmande<br />
luften oavsett anfallsvinkel.
Vingens buktighet (Camber)
Vingform - lyftkraft
Även en ladugårdsdörr flyger, men<br />
inte så bra.
Lyftkraftskoefficient (C L )<br />
Max flygvikt<br />
Lägre flygvikt<br />
Anfallsvinkel
CL<br />
α
Lyftkraftsformeln<br />
L = C L X<br />
ρ V 2 X S<br />
2<br />
L : Lyftkraft<br />
C L : Lyftkraftskoefficient<br />
ρ : Densitet<br />
V 2 : Hastighet i kvadrat<br />
S : Vingyta (Surface)
Olika motstånd
Formmotstånd
Formmotstånd
Formmotstånd
Friktionsmotstånd
Omslagspunkt,<br />
separationspunkt<br />
och motstånd inom<br />
respektive strömningsintervall.
Friktionsmotstånd
Friktionsmotstånd
Interferensmotstånd
Inducerat motstånd
Inducerat motstånd
Inducerat motstånd
Inducerat motstånd
Åtgärder för minskat inducerat<br />
motstånd
Även vriden vingprofil minskar<br />
inducerat motstånd
Motstånd<br />
• Formmotstånd<br />
• Friktionsmotstånd<br />
• Interferensmotstånd<br />
• Vågmotstånd<br />
• Inducerat motstånd<br />
0-motstånd<br />
Totalmotstånd
Totalmotstånd
Rullmotstånd
Sidoförhållande<br />
Sidoförhållande = Spännvidd/Medelkorda
Avsmalnande vingar<br />
Tapered wings
Anfallsvinkel - fart
Stallhastighet - vikt
Stabilisatorstall
Höglyftanordningar<br />
• Bakkantsklaffar (Trailing Edge Flaps)<br />
– Utfällda bakkantsklaffar förskjuter lyftkraftcentrum<br />
bakåt. Ger ett nossänkande moment<br />
kring tyngdpunkten men kan mer än uppvägas<br />
av att ett ökat nedsvep träffar stabilistorn vilket<br />
ger ett noshöjande moment.<br />
• Framkantsklaffar (Slats and Drooped<br />
Leading Edge Flaps)
Klaffläge - glidbanevinkel
Glidbanan oberoende av vikt
Bakkantsklaffar<br />
(Trailing edge flaps)
(Enkel klaff)
Klaff med spalt
Slats
Effekt av slat.<br />
Slat ger stor ökning av<br />
lyftkraft med liten<br />
motståndsökning.<br />
Tillför energi till<br />
vingens översida så<br />
att stallvinkeln kan<br />
ökas exempelvis från<br />
15˚ till 22˚
Framkantsklaff ger liknande förbättring som slat och är särskilt<br />
lämplig för vingar med tunn högfartsprofil med skarp framkant.<br />
Vid höga anfallsvinklar har luften svårt att komma runt<br />
framkanten vilket leder till tidig separation.
Markeffekt
Markeffekt
Ground Effect
Vx och Vy
Cessna 172S<br />
Vx 62 knop<br />
Vy 74 knop<br />
V bästa glidtal<br />
70 knop<br />
Vid motorstopp<br />
är tid till stall<br />
från Vy 5 s och<br />
ännu mindre vid<br />
Vx.<br />
Utfälld klaff<br />
förkortar tiden<br />
ytterligare.<br />
Sänk nosen<br />
omedelbart!!!
Tjänstetopphöjd och absolut höjd
Höjdroder
Stabilator<br />
Cessna<br />
Piper
Skevroder
Sekundär skevroderverkan
Differentialroder minskar sekundär<br />
skevroderverkan
Sidoroder
Sekundär sidoroderverkan
Aerodynamisk roderbalansering för<br />
att minska manöverkrafterna
Viktbalansering för att motverka<br />
roderfladder
Trimplåtar och trimroder<br />
Trimplåtar är endast omställbara på marken.
Fasta trimplåtar
Lättroder minskar manöverkrafter
Tungroder
Prop<strong>eller</strong>n<br />
<strong>Aerodynamik</strong>
Hastighetsfördelning utefter radien
Dragkraftsfördelning
Tordering nödvändig för att få<br />
konstant anfallsvinkel
Hastighetsvektorer
Anfallsvinkel och flyghastighet
Prop<strong>eller</strong>verkningsgrad<br />
Prop<strong>eller</strong>profiler har liksom vingprofiler bäst<br />
verkningsgrad vid 3-4 graders anfallsvinkel.
Dragkraft
P-faktor <strong>eller</strong> P-effekt<br />
• Flygplanet girar åt vänster pga.<br />
snedanblåsning av prop<strong>eller</strong>n i stigning.<br />
Nedåtgående bladet får större anfallsvinkel<br />
än uppåtgående.
P-faktor
Slipström<br />
Korkskruveffekt kring<br />
flygplankroppen
Motstånd vid motorstopp.<br />
En stillastående prop<strong>eller</strong> ger 20 % bättre glidtal då den ger mindre<br />
motstånd än då den drar runt en motor som saknar drivkraft.
Observera att en roterande<br />
prop<strong>eller</strong> är nästan osynlig.<br />
Livsfara att låta folk stiga in <strong>eller</strong> ur<br />
flygplanet med motorn igång.
Stall (överstegring) och vikning
Stall (överstegring) och vikning<br />
• Stall uppstår när kritiska anfallsvinkeln<br />
överskrids oavsett vilken fart flygplanet har.
Stall (överstegring) och vikning<br />
• Stall uppstår när kritiska anfallsvinkeln<br />
överskrids oavsett vilken fart flygplanet har.<br />
• Vikning är den rörelse flygplanet beskriver<br />
efter stall, antingen rakt fram <strong>eller</strong> över ena<br />
vingen.
Urgång ur vikning
Urgång ur vikning<br />
• Urgång rakt fram sker genom att minska<br />
anfallsvinkeln dvs. sänka nosen (minska<br />
lastfaktorn) och direkt öka motoreffekten för att<br />
minimera höjdförlusten. Viktigt med denna<br />
ordning!
Urgång ur vikning<br />
• Urgång rakt fram sker genom att minska<br />
anfallsvinkeln dvs. sänka nosen (minska<br />
lastfaktorn) och direkt öka motoreffekten för att<br />
minimera höjdförlusten. Viktigt med denna<br />
ordning!<br />
• Om ena vingen sjunker sänker man också nosen<br />
och neutralställer skevrodren för att sedan räta<br />
upp flygplanet när farten gått upp. Gir hävs med<br />
motsatt sidoroder. Motorpådrag efter behov. Se<br />
upp för fartöverskridande.
CL<br />
α
Avlösning med och utan<br />
motoreffekt.
Tordering av vingen för att ”stalla” vid<br />
vingroten
Stallvarnare
Spinn<br />
• Ett stabilt läge där innervingen är helt<br />
överstegrad och yttervingen delvis.<br />
• I ett baktungt flygplan är det svårare,<br />
kanske omöjligt att häva en spinn<br />
beroende på att momentarmen mellan<br />
sidorodret och tyngdpunkten blir kortare.
Urgång ur spinn
1. Motorn i tomgång.<br />
Urgång ur spinn
Urgång ur spinn<br />
1. Motorn i tomgång.<br />
2. Fullt sidoroder motsatt rotationen. Skevrodret<br />
neutralt.
Urgång ur spinn<br />
1. Motorn i tomgång.<br />
2. Fullt sidoroder motsatt rotationen. Skevrodret<br />
neutralt.<br />
3. Så snart sidorodret nått sitt ändläge skjut<br />
bestämt fram ratten tills stallen upphör.
Urgång ur spinn<br />
1. Motorn i tomgång.<br />
2. Fullt sidoroder motsatt rotationen. Skevrodret<br />
neutralt.<br />
3. Så snart sidorodret nått sitt ändläge skjut<br />
bestämt fram ratten tills stallen upphör.<br />
4. Bibehåll denna roderkombination tills rotationen<br />
upphör.
Urgång ur spinn<br />
1. Motorn i tomgång.<br />
2. Fullt sidoroder motsatt rotationen. Skevrodret<br />
neutralt.<br />
3. Så snart sidorodret nått sitt ändläge skjut<br />
bestämt fram ratten tills stallen upphör.<br />
4. Bibehåll denna roderkombination tills rotationen<br />
upphör.<br />
5. När rotationen upphört, centrera sidorodret och<br />
gör en mjuk upptagning från dykningen.
Urgång ur spinn<br />
1. Motorn i tomgång.<br />
2. Fullt sidoroder motsatt rotationen. Skevrodret<br />
neutralt.<br />
3. Så snart sidorodret nått sitt ändläge skjut<br />
bestämt fram ratten tills stallen upphör.<br />
4. Bibehåll denna roderkombination tills rotationen<br />
upphör.<br />
5. När rotationen upphört, centrera sidorodret och<br />
gör en mjuk upptagning från dykningen.<br />
6. Om inget hjälper: Släpp spaken!
Dragkraftsfördelning
• Planflykt<br />
• Stigning<br />
• Plané<br />
• Sväng<br />
Kraftsamverkan
Lastfaktorn (g)<br />
Lastfaktor =<br />
Lyftkraft<br />
Massa (Flygplanvikt)
Sväng i planflykt kräver ökad<br />
lastfaktor.
Krafterna är alltid i jämvikt utom<br />
tillfälligt då man ändrar flygläge<br />
<strong>eller</strong> om flygplanet påverkas
Stallfarter<br />
Bankning<br />
(grader)<br />
Stallfart<br />
(Knop)<br />
Konditioner<br />
0 45 Lätt lastad, flygning rakt fram.<br />
0 50 Fullastad, flygning rakt fram.<br />
30 54 Fullastad. Lastfaktor 1,15<br />
45 60 Fullastad. Lastfaktor 1,41<br />
60 70 Fullastad. Lastfaktor 2<br />
0 80 Upptagning med 3 g
Stall sker alltid vid samma anfallsvinkel<br />
oavsett fart och flygläge.
Markeringar för<br />
stallfart gäller<br />
bara vid fullast<br />
och 1 g.
Glidande sväng Kanande sväng ”Ren” sväng
Rekommendation<br />
Portalbudskap:<br />
• Håll tillräcklig fart i förhållande till<br />
lastfaktorn och flyg rent.<br />
• Gör inga snäva svängar på låg höjd vid<br />
inflygning för landning. Tillåt päronsvängar<br />
istället för att brant kurva in direkt på<br />
centrumlinjen. Inga stilpoäng delas ut! Gör<br />
absolut inga flatsvängar med sidorodret.
Stabilitet
Statisk stabilitet
Dynamisk stabilitet
Neutral<br />
längdstabilitet
Dämpad<br />
längdstabilitet
Statisk längdstabilitet (kring<br />
tväraxeln)<br />
Krafter vid vindstöt underifrån
Vridande moment i vingen
Aerodynamiskt centrum, a/c<br />
Kring a/c är<br />
vridande momentet<br />
konstant vid<br />
normala<br />
anfallsvinklar.<br />
Lyftkraften placeras<br />
i a/c vilket förenklar<br />
stabilitetsberäkningar<br />
och används vid<br />
projektering av<br />
flygplan.
Stabilitet - tyngdpunktsläge<br />
I neutralpunkten sammanfaller lyftkraft och tyngdpunkt.
Statisk marginal
Statiska marginalen påverkar<br />
längdstabiliteten.<br />
Ökad statisk marginal<br />
ökar längdstabiliteten
Baktungt flygplan
Framtungt flygplan
Statisk girstabilitet<br />
Stabilitet kring giraxeln
Rollstabilitet<br />
Stabilitet kring längdaxeln
Klaffutfällning ökar ”Wing Downwash”. Verkar noshöjande och<br />
kräver trimning mot nos-ner läge. Motverkas av att lyftkraftcentrum<br />
förskjuts bakåt vilket verkar nossänkande.<br />
Minskat motorpådrag sänker nosen och vice versa. Om flygplanet<br />
är rätt trimmat bibehålls farten i stort sett konstant.<br />
Utfällning av landställ verkar nossänkande
T-tail
Operativa begränsningar<br />
Kritiska farter<br />
Flyglägen som bör undvikas
Markeringar för<br />
stallfart gäller<br />
bara vid max last,<br />
1 g och tomgång.
Reduced Weight
Denna information finns också skyltad på instrumentpanelen:<br />
”V A 113 KIAS at 2550 lbs (See P.O.H.)”
Tillåtna lastfaktorer<br />
• Normal kategori:<br />
+ 3,75 g och -1,5 g<br />
• Utility (begränsad avancerad flygning):<br />
+4,4 g och -1,76 g
Startprestanda
Startprestanda
Startprestanda
Flyglägen som bör undvikas
Vingspetsvirvlar blir intensivare vid låga<br />
flyghastigheter.<br />
Ju tyngre flygplan ju större intensitet.
3 min
Sporrhjul
Tp<br />
Noshjulsförsedda flygplan har tyngdpunkten framför<br />
huvudstället vilket verkar upprätande vid sned sättning<br />
på rullbanan.
Vindupphållning vid taxning<br />
Skeva mot vinden<br />
Skeva mot vinden<br />
Skeva från vinden och spaken<br />
framåt.<br />
Skeva från vinden och spaken<br />
framåt
Sidvindslandning
Sidvindslandning med C172<br />
enligt Cessnas POH<br />
• ”Although the crab or combination method<br />
of drift correction may be used, the wing<br />
low method gives the best control.”<br />
• ”After touchdown, hold a straight course<br />
with the stearable nose wheel and<br />
occasional braking if necessary.”
Sidvindslandningar<br />
BCL-D 4.5.1.5<br />
• Start och landning får inte utföras, om<br />
sidvindskomposanten är större än den högsta<br />
tillåtna <strong>eller</strong> demonstrerade sidvind som anges i<br />
flygplanets flyghandbok. Hänsyn skall tas till<br />
vindbyar och aktuell bromsverkan. Om högsta<br />
sidvindskomposant ej finns angiven i flyghandboken<br />
skall den beräknas genom att värdet<br />
på flygplanets stallfart med vindklaffar fullt<br />
utfällda multipliceras med 0,25
Kommentar till BCL-D 4.5.1.5<br />
• Att ta hänsyn till vindbyarna menas att man<br />
räknar med deras fulla värde.<br />
• Max demonstrerad sidvindskomponsant<br />
finns skyltad på instrumentbrädan.<br />
• För Cessna 15 knop och Piper 17 knop.
Blandat
Blandat<br />
• Dubbel hastighet ger 4 ggr högre lyftkraft.
Blandat<br />
• Dubbel hastighet ger 4 ggr högre lyftkraft.<br />
• 10% förändrad flygvikt förändrar stallhastigheten<br />
med 5%.
Blandat<br />
• Dubbel hastighet ger 4 ggr högre lyftkraft.<br />
• 10% förändrad flygvikt förändrar stallhastigheten<br />
med 5%.<br />
• 10% förändrad flygvikt ger 20 % förändrad<br />
rullsträcka.
Blandat<br />
• Dubbel hastighet ger 4 ggr högre lyftkraft.<br />
• 10% förändrad flygvikt förändrar stallhastigheten<br />
med 5%.<br />
• 10% förändrad flygvikt ger 20 % förändrad<br />
rullsträcka.<br />
• Motskeva vid sidvind för att hjälpa till att<br />
säkra kurshållningen på marken.
Blandat forts.<br />
• Fulla vingtankar minskar påkänningar vid<br />
vingroten.<br />
• Friktion - Gränsskikt
Ligger i sväng, låg fart, nära stall. En plötslig<br />
vindby uppträder. Om spin skall undvikas skall<br />
du:<br />
1. Skeva kraftigt emot.<br />
2. Skeva försiktigt emot.<br />
3. Ge sidoroder<br />
4. Minska lastfaktorn.
• Nosens rörelse under stigning.
Change language