Är det någon möp därute som vet hur man räknar ut kraften från en propeller/rotor?
Kanske kan man använda sig av formeln för lyftkraften från en vinge?

L=0.5pV^2SCl
Om man beräknar hastigheten vid halva rotorlängden?
Cl=lyftskraftskoefficienten
S=Vingens area
/B

Hmm.... känns inte särkilt betryggande med tanke på att du har en v^2 med i beräkningen.

/J

BuddhaSWE

Har du räknat med skillnaden i hastighet hos vingen respektive propellerbladet/rotorbladet? Jag menar, propellerbladändarna på i alla fall ett (någorlunda snabbt) propellerflygplan kommer ju lätt upp i, eller nära, ljudets hastighet, vilket ju inte är fallet med själva vingen.

Ett tips: Flygplanskonstruktören Erik Bratt (känd som Drakens "pappa" (ett epitet han själv ogillar)) har skrivit ett kompendium om propellerkonstruktion, med titeln "PRAKTISK FLYGTEKNIK med aerodynamik och tillämpningar för att kunna beräkna luftmotståndet hos flygplan och dragkraften hos propellrar.". Boken finns kanske fortfarande att beställa från "Flygföretag, Box 7059, 580 07 Linköping" (citerat ur boken "Silvervingar") eller enklast per telefon till författaren. Källa: Boken "Silvervingar" av Erik Bratt.

Jag önskar dig en massa lycka till med beräkningen.

Mina fem öre.

/Stocken

Jag tror att man kan säga att beräkningar på rotorer och propellrar kan göras i stort sätt hur komplicerade som helst.
Men ett tips är att börja och kika runt lite på denna hemsidan.
Java applet för design och analys av propeller http://www.mh-aerotools.de/airfoils/javaprop.htm
Glöm inte att det är skilland på hur många blad som du har.

Lite mer information
http://www.mh-aerotools.de/airfoils/propuls4.htm

Ovanstående hemsida handlar om modellplan men teorin borde gälla ganska bra för fullvuxna saker också.

Tack för svaren, mycket givande!
J-star:Hastigheten var i kvadrat ja, då går det ju inte precis som du sa.

Dr.T-68: Tusen tack, det var väldigt givande länkar!


Det hela handlar om ett projektarbete som går ut på att konstruera något som med hjälp av propellrar helst ska hovra. Alltså något i stil med modellhelikoptrar osv.

Är det någon som vet var man kan få tag i "Praktisk flygteknik" av Erik Bratt?

Lyckades inte luska ut var du bor någonstans men om det är i stockholmsområdet rekommenderar jag dig att kolla in KTH:s bibliotek och eventuellt även ta kontakt med avdelningen som sysslar med flygteknik. Jag skrev mitt projektarbete om förklaringen bakom lyftkraften och använde mig mycket av KTH.

I övrigt kan det vara svårt att få fram begripliga källor om aerodynamik och flygteknik.

Detta är ju inte direkt någon kioskvältare som man köper på pressbyrån.
Det verkar finnas ett fåtal bibliotek som har den.
Bland annat Kungliga bib, KTHs bibl. i Stockholm, Lund Univesitets bibl och Bibl vid högskolan i Borås. Det finns även ett antal stadsbibl som har den. Så det är bara att jaga lite. Eller det enklaste är att besöka den närmaste biblioteket och fjärrlåna den så behöver du inte fundera på var den kommer ifrån.

Som Erik G påpekade i en annan tråd så finns det ingen tråd om aerodynamik i allmänhet och jag har också sett flera aerodynamiska frågor på andra trådar som dessutom fått bra svar!

Då tänkte jag i mitt stilla sinne att det här är nog en bra idé till en tråd

Så jag börjar med att ställa en ganska grundläggande fråga, tror jag, som jag funderat ett tag på som jag hoppas få ett riktigt utttömmande svar på

Jo i överljudsflygets barndom så ville amrisarna designa en riktigt snabb interceptor att jag ryska bombare med, F-102 kom den att heta till sist. Den första prototypen av det flygplanet så använde de sig av de lärdomar de dragit från experiment med överljudsflygplan, X-1 och andra tidiga försöksplan. Då gjorde de en så strömlinjeformad flygkropp som dom bara kunde, satte på finfina deltavingar och en stor fläskig motor! problemet var bara att den knappt klarade mach 1 och de hade hoppats på betydligt högre hastighet, så de blev besvikna som bara den.
Efter diverse pulande i vindtunnlar och liknande kom de fram till att den strömlinjeformen som de hade inte var lämplig för överljudsfart utan flyg kroppen skulle mer likna en colaflaska med en midja i mitten snarare än att ha en jämn fiskliknande flygkropp!

jämför bilderna


Då kommer min fråga som är varför? Vad är det som gör att den ena formen är mer lämplig för överljudsfart medan den andra inte är det?!?

"Regeln" kallas "Area rule" och går ut på att, om jag förstått det rätt, tvärsnittet av flygplanet i så lång utsträckning som möjligt ska ha samma yta, för att minimera luftmotståndet.. Om du tittar på de flesta moderna stridsflygplan, som t.ex F-16 och Gripen så ser du att samma princip efterlevs även där.
Någon med PhD kan säkert förklara vidare vidare..

/E

Area rule på Wikipedia

Det beskrivs ganska bra på denna sidan om nu inte wikipedia är favoriten.
Linky

IC.....

Den ena formen ger en större snittyta än den andra och genererar helt enkelt mer luftmotstånd, i.e. att transsoniska chockvågot är fler och skapar turbulens som suger kraft på ett sätt som upplevs som större luftmotstånd.
Colaflaske formen ger färre chockvågor och därmed mindre turbulens och mindre luftmotstånd eftersom luften färdas jämnare efter flygkroppen.

Har jag greppat det? eller ska dumstruten på?

Som en anekdot så kan jag nämna att Viggen drabbades av detta, att tvärsnittsarean inte var optimal. När planet skulle gå in i överljudsspektrat så skakade den så förfärligt att piloterna sa ifrån.

Detta problemet löstes att man låste in en massa folk från SAAB i ett hus i Rimforsa (utanför Linköping) och sa till dem att de inte fick komma ut förrän de har löst problemet.

Därav "Rimforsabulan" på Viggen´s ryggås

Det man vill åstadkomma med coke-bottle formen är inte bara att maximala snittytan blir mindre, utan också att snittytan i varje del av flygkroppen ligger så nära snittytan av en Sears-Haack body som möjligt (eftersom den ger minimalt luftmotståd).
Area Rule verkar dock vara mest kritisk i det transsoniska området just i närheten av ljudets hastighet.

Väl uppe i överljudsfart så är det chockvågorna som är det besvärliga. Man vill göra så små och så få som möjligt, och man vill framför allt inte att någon flygplansdel ska hamna i någon chockvåg, utan så mycket flygplan som möjligt ska ligga och skvalpa i bakvattnet bakom den chockvåg man producerar. Ett undantag är så kallade hundtänder (dog-tooth) på vingarna. Där har man gjort den avvägningen att större vingyta är viktigare än att chockvågen från hundtanden slår mot vingens framsida.

I ren spekulation från min sida så skulle jag dock hävda att en coke-bottle formad flygkropp inte ger färre chockvågor än en slät flygkropp, utan fler, just på grund av den oregelbundna formen. Det är en nackdel som dock vägs upp av att den ger mindre luftmotstånd i det transsoniska fartområdet.

Edit: Nej, jag är inte PhD. Jag är inte ens MSc ännu...

För övrigt så verkar regeln heta Ytregeln på svenska.

Själv tror jag mer på verklig kompetens än pappers-kompetens.

jippi nu hajjar jag någotsånär.

Men visst kan jag begripa att antalet chockvågor varierar beroende på utformningne men att det nödvändigtvis skulle vara fler chockvågor enbart på grund av en "kurvigare" form, beror inte det mer på vart chockvågorna bildas? Att den del som ligger bakom en plats där chockvågen bildas inte har någon större betydelse för antalet chockvågor så vida det inte sticker ut och bildar en egen chockvåg? Dremot kan det bildas turbulens som kan ha betydelse i andra hastigheter än transsoniska...eller?

Jag tänkte på en annan sak åxå utformningen av luftintag. Det har ju gått från fasta luftintag till variabla och nu verkar det åter vara fasta intag som gäller. Luften som kommer in i motorn måste ju vara subsonisk eller hur? så jag förstår att när hastigheterna började bli supersoniska så behövdes luft flödet bromsas för att motorn skulle kunna hantera det, förutom med ramjet motorer men då snackar vi hypersoniska plan, så flygplan som F-4 , F-15 och F-14 har ju rörliga luftintag eller rörliga delar som kan ändra geometrin.
Då är ju frågan nu med moderna plan så verkar luftintagen vara fasta precis som innan den supersoniska eran inleddes hur har man löst luftflödeshastighetsproblemen där (skojjigt ord blev långt och egenkomponerat) när man bräcker ljudvallen?

Den mest optimala lösningen är att kunna variera luftintagen efter hastigheten, givetvis. Men det är också en kostsam lösning, både ekonomiskt och när det gäller andra saker, som t.ex vikt. Därför hittar du de variabla intagen på flygplan där man inte velat kompromissa med prestandan, och där utvecklings och inskaffningsbudgeten varit väl tilltagen. De maskiner du räknar upp ovan är ju sådana.
Flygplan där man haft högre prioritering på liten storlek, vikt och ekonomi har fasta luftintag, som t.ex F-16 och Gripen. Idag tillkommer dessutom smyg-faktorn som komplicerar utformningen ytterligare. Men å andra sidan har man dels en betydligt bättre förmåga att med hjälp av datorsimulering få fram en form som bättre uppfyller de olika kraven utan att man måste ha mekanik för att ändra geometrin. Dels så är kraven på höga supersoniska hastigheter inte lika höga längre då man anser att den prestandan inte är värd de designkompromisser man måste göra. Så vitt jag vet är t.ex luftintagen på F-22 fasta.

/E

Nu hittar jag inte någon bra bild, men på bilder tagna i överljudsvindtunnlar så brukar man kunna se att i stort sett alla ojämnheter i flygkroppen bildar egna små chockvågor förutom den stora som bildas av nosen. Framför allt huven brukar ge en tydlig sekundär chockvåg.

Titta på hur luftintagen på en fpl37 ser ut och jämför med t.ex. J29 tunnan. Fpl37 har dubbelstötsintag där luften först får en stagnationspunkt som sänker lufthastigheten till underljudshastighet och senare når luftstöten en andra punkt på luftintaget innan den går in i kanalen, detta sänker lufthastigheten betydligt. Fpl29 har pitotintag som bara är enkelstötsintag, detta kan bara sänka luften till underljudshastighet utan några finesser.

Med variabla luftintag kan man se till att få fler stötpunkter för att sänka hastigheten in till luftkanalen, dessutom kan man begränsa luftflödet in i luftkanalen på ett effektivt sätt. En jetmotor kan inte svälja hur mycket luft som helst.

J.K Nilsson

När man kollar på Gripen, F-22, Rafale och även F-35 vad jag sett så verkar det inte sitt några rörliga delar inne i luftintagen eller luftkanalerna alla de är supersoniska ...hur begränsar de luftflödet in i motorerna? EF-2000 har ju någon sårts "läpp" på luftintaget som verkar vara till för att ändra geometrin men ingen av de andra verkar ha något. Det kan väl bara finnas si eller så många kompromisslösningar man kan designa in i flygkroppen när man ritar flygtygen för att bromsa luften innan man kompromissat bort för mycket prestanda?

(P.S. ni är guldgruvor för begriplig information )

37 Viggen flög ju mach2 utan variablelt luftintag. Däremot hade flygplanet en luftkanalstätning som öppnade och släppte ut överskottsluft innan motorn.

J.K Nilsson

Variabla luftintag var på modet när höga toppfarter hade hög skrytfaktor. Tack vare dessa kunde man redovisa höga mach-tal, men det var bara under korta stunder utan yttre last. Under operativ tjänst flyger man knappt aldrig så fort att variabla intag är till någon nytta. F-14 fick efter ett tag sina luftintag låsta vilket begränsade toppfarten till mach 1.9, men det hade ingen praktisk betydelse eftersom man aldrig flög fortare än så ändå.

Och luftströmmen bromsades även av utformningen av luftintagen som du nämnde tidigare, antar att det är det där "hacket" i luftintagens underkant som är skyldig till det eller?
Men inga av de andra flygplanen jag räknade upp har något sådant...hur är det löst på dom? hur bromsas luftflödet på dom och hur ser de till att få lagomt med luft till motorerna?
Finns det några huvudprinciper gällande luftintag eller är det alltid individuella lösningar för varje flygplan?

jag känner mig frågvis idag

Japp, Viggen är ju några år nyare än Tunnan, så jag antar att SAAB blivit bättre på aerodynamik under tiden.
Tittar man t.ex på F-22 som ska ha fasta luftintag så sägs det från tillverkarhåll att den ska ha en topphastighet på M2,4. Så med superdatorer istället för hjärna mk 1 kan man tydligen nå rätt långt. Uppgifterna om toppfarten hittade jag här: http://www.themotorpool.net/USAF-Lockheed-...r-p/b11e366.htm när jag googlade runt för att ta reda på om luftintagen på F-22 verkligen var fasta, som jag trodde.
I detta fallet kanske kraven på signaturanpassning och funktionen går hand i hand. Genom att dra luftintagen så att luften måste ta en krök innan den når motorn (för att inte kompressorn ska synas på radar) så minskar ju luftens hastighet. Sen är väl luftintagsöppningarna relativt små också, vilket betyder att när diametern ökar i luftintaget när "röret" når motorn så minskar luftens hastighet.
F-35 JSF (Inte Draken) har ju någon slags bula framför sina luftintag, misstänker att den finns där av en anledning också. Kanske en stealthigare och fixerad variant av den kon som finns på luftintagen till många 50-talskärror som Mirage, Starfighter, Kfir mfl.

/E

Nu hittade jag inte heller någon bra bild men en klassiker är på en gevärskula.

Linky

Hacket är till för luftflödet vid hög alfa.

J.K Nilsson

För att vara petnoga så ser hacket till att luftfördelningen, trycket på luften, vid kompressorn blir jämt fördelat över hela kompressorskivan. prototyperna saknade hacket och hade en hel del med kompressorstall vid höga alfavinklar. Hacket löste det problemet.

Såg just en bild på en J-29 Tunnan... och med tanke på det som har sagt i den här tråden, betyder det att Tunnans klassiska kroppsform egentligen är "fel" i det att den ger mer luftmotstånd än om planet hade fått en midja? Eller gäller detta enbart supersonics?

/J

Det är korrekt uppfattat, Tunnans kroppsform är helt fel för överljudsflygning, luftintaget är inte heller särskilt lysande. Man får tänka på att Tunnan projekterades innan detta med arearegeln etc var känt.

Även Lansen är väl "felritad" i det hänseendet. Det är väl därför som de aerodynamiska egenskaperna förbättras med den fula bulan till extratank? Det första "ytregelritade" flygplan SAAB byggde torde väl vara Draken? Lansens kroppsform är ju däremot cigarrformad och borde med andra ord vara väldigt nära den "perfekta" Sears-Haack formen.. om vi tog bort vingar och fenor och sådant.

/E

Sears-Haack i all ära, men man skall inte glömma bort von Karman heller; http://en.wikipedia.org/wiki/Theodore_von_Kármán
som stod för en hel del grundforskning i ämnet(även han har fått en "kropp" uppkallad efter sig)

Jag förknippar Kármán mer med Kármánlinjen, dvs en definition på var gränsen till rymden går. Jag har bestämt för mig att det fanns någon tråd om var rymden börjar och slutar, för den som är intresserad av att läsa vidare. Men jag hittade den inte, så då får man kolla på wikipedia istället.

/E

Okej då, här kommer nästa fråga:

Används klaffarna på samma sätt vid både start och landning?



Ett för mycket spelande av flygsimulatorer har grumlat mitt omdömme
i denna fråga och frågan gäller vanliga trafikflygplan av större modell
och i vanlig trafik, med hänsyn tagen till bränslemängdens minskning.

Och är den vanliga inställningen densamma som klaffens max-värde?

När jag tänker till, vilket inte är ofta, så tänker jag att det handlar om vingarnas bärförmåga i låga hastigheter. De olika klaffarna, flaps å slats, ökar vingens yta och därmed dess lyftkraft . Det behövs bäst vid start/landning då farten av naturliga skäl är lägst och sedan är det massa om olika anfallsvinklar å liknande som jag inte har koll på.
Sedan fälls allt in igen för att de bromsar, skapar mer luftmotstånd, för att kunna flyga ekonomiskt i högre hastigheter.

Endast en del klaffar ökar vingens yta. Huvudsyftet med klaffar är att få en för lyftkraft bättre välvning på vingen och därmed öka lyftkraften, Wikipedia kan säkert förvirra till begreppen ytterliggare; http://en.wikipedia.org/wiki/Flap_%28aircraft%29

Generellt sett, Nej.
Vid start vill man öka vingens bärförmåga, men inte på bekostnad av högre luftmotstånd. Därför sträcker man bara ut klaffarna bakåt. Vid landning vill man också öka vingens bärkraft, men då gör det inte så mycket ifall även luftmotståndet blir större eftersom man ändå använder luftbromsar och sånt. Då sträcker man ut klaffarna bakåt-neråt.

Jodå dom används för exakt samma sak vid båda tillfällena, ökad lyftkraft. Att man använder olika mycket klaff beror på att take-off speed och landing speed oftast skiljer sig åt. Man vill generellt landa med så låg fart som möjligt och med en nosen uppåt då krävs det mycket klaff för att inte stalla sig ner i marken.

Såg på annat forum att vindtunnelmodellen av Gripen NG fått en något modifierad vinge:

Är det för att kompensera för landningsställens nya "bulor", förbättring av nått svårbegripligt aerodynamiskt förhållande eller helt enkelt mer lyft eller "kurvtagnings" förmåga?

/B

Aha...nu har jag hittat något att fråga om

Markeffekten är väl så vitt jag begriper att luften under ett flygplan pressas samman vid väldigt låg höjd och ger lyftkraft eller har jag fått det om bakfoten?
Men den egentliga frågan är vilken aerodynamisk form som bäst tar tillvara markeffekten? Antar att den spelar roll för särskilt marina flygplan som sniffar nära havsytan och vill smyga på den lede FI? eller har det någon betydelse alls för moderna spetsnosar?
Är det skillnad på markeffekten över vatten jämfört med över land?

Du har väl förstått det ungefär som jag har förstått det.. Det bildas en luftkudde mellan flygmaskinen och markytan som ger ökad lyftkraft.
Ryssarna har ju utnyttjat fenomenet på sina "flygbåtar" som denna:

Jag misstänker att mycket vinge som kan hålla kvar luften mellan flygmaskin och är ett plus för att dra nytta av markefekt. Enligt ett inlägg från Danne på annan del av forumet ska en Vulcan t.ex haft problem att komma ner pga markeffekten.
En tungt lastad helikopter (som t.ex en fullt bestyckad och tankad Hkp 9) använder markeffekten för att kunna ta sats och starta, ungefär som ett flygplan med startbana.

Eftersom markeffekten är beroende av närheten till terra firma är det naturligtvis bättre ju slätare terrängen är.

/E

Markeffekten kommer av att de luftvirvlar som normalt sett bildas av vingspetsarna inte kan bildas eftersom marken är så nära. Det blir alltså mindre inducerat motstånd och även mindre "upwash" i framkant på vingen. Att flygplanet flyter på en luftkudde är en myt!

Ett flygplan med winglets skulle då alltså få mindre markeffekt än ett flygplan utan? Eftersom winglets tar bort ändvirvlarna.. eller kan man säga att ett wingletsförsett flygplan har ständig markeffekt med sig? Någon som har en vindtunnel och en kamera?

/E

Att det inducerade luftmotståndet blir mindre påverkar inte lyftkraften annat än indirekt. Längre luftmotstånd => högre fart => större lyftkraft

Att flygplanet flyter på en luftkudde är inte en myt, utan en annan sida av samma mynt. Eftersom luften under vingen inte kan "smita ut" genom vingspetsvirvlarna så blir den kvar mellan vingen och marken. Det är däfrör som Boing Pelican har vingar som pekar neråt; För att fånga så mycket luft som möjligt i sin "kudde". Vinspetsarna fungerar då på ungefär samma sätt som kjolen på en svävare.


Ja, på samma sätt som ett flygplan med långa och smala vingar (som har små ändvirvlar) inte kan dra lika stor nytta av markeffekten. Gissa varför en U-2 är så svår att landa?

Men det är väl inte "två sidor av samma mynt", eftersom det är två helt olika fenomen? Vad jag förstått så är ökningen av lyftkraften som kommer av "luftkudden" inte på långa vägar så avgörande för markeffekten som minskningen av det inducerade motståndet och "upwashet".

Jag har läst att eftersom "winglettarna" är optimerade för marschhastigheten och inte för start- och landningshastigheten så har de inte så jättestor effekt då planet flyger nära marken. Om detta stämmer eller inte har jag ingen aning om

Fast som f.d segelflygare så kan jag ju inflika att markeffekten var en faktor att räkna med även här, trots långa och smala vingar..

Vad innebär "upwash"?

/E

Jepp, finns mer än en segelflygare som landat 500m längre bort än planerat då man glömt luftbromsen. Dock så har det att göra med att segelflygplan har så lite motstånd från början att även en liten markeffekt kan få stor egentlig inverkan.

Upwash är luft som strömmar från undersidan av vingen till översidan, detta är ju dåligt eftersom det lyfter vingen åt fel håll (nedåt).

Menar du att U-2 är svår att landa för att den INTE påverkas av markeffekten? Markeffekten är ju inte alltid något man "drar nytta" av. Landar du med ett segelflygplan är det något du till slut vill göra dig av med för att komma ned på marken innan banan är slut...

Skillnaden mellan ett segelflygplan och en U-2 är stallhastigheten (som i sin tur beror på att U-2 har har en högre vingbelastning). Det gör att landningshastigheten är hög. Har man dessutom inte tillräkligt med markeffekt att "lägga" planet på under finalen så blir landningen lite bökig.