Att de genererar en snuskig mängd luftmotstånd då man belastar och i låga farter, d v s vid höga anfallsvinklar. De är bra för att flyga fort och rakt fram men mindre bra om man har tänkt sig manövrera.

Superstallproblematiken, d v s stabila urstallade lägen. Jag vet dock inte om det är karakteristiskt för alla dubbeldelta.

Från en herre vid namn Isaak Newton. Han stipulerade en fin liten uppsättning fysikaliska lagar som under de senaste seklerna har visat sig vara häpnadsväckande korrekta. Newtons andra lag säger att ett flygplan måste accelerera luft neråt med lika stor kraft som jordens gravitation påverkar flygplanet för att flyplanet ska kunna hålla sig i jämvikt (dvs planflykt).

Det enklaste och mest effektiva sättet att åstadkomma detta med vingar är att se till att vingarna är välvda neråt.

Det som turbulatorer, blåsta klaffar och motorer monterade ovanpå vingarna gör är att öka trycket på vingens ovansida för att (precis som du säger) motverka stall. För du kan väl inte påstå att det skulle vara lågt tryck på baksidan av en jetmotor bara för att den är monterad ovanför vingen?

Men hur fungerar det om du har en helsymmetrisk profil då? som på en F-104, grymt helsymmetrisk och vass framkant.

jag skulle gissa på att vingen är monterad i vinkel till horisontalplanet.

//5526 - som följer diskussionen med intresse

[irony]
Därför att F-104 är inte ett flygplan, det är en raket. Vingarna sitter bara där för att man ska ha någonstans att hänga sidewinders och extratankar.
[/irony]

Nu var jag visst lite slarvig med begreppen.
Vingar med 0 camber menade jag givetvis.



Nja, nu gällde det det gamla påstående att lyftkraften genereras genom det undertryck som suger upp vingen
och som skapas av att vingens ovansida är längre än dess undersida,
vilket då inte kan förklara hur lyftkraften kan öka med ökande hastighet,
hur flygplan kan flyga uppochned med bibehållen höjd
och hur flygplan med 0-camber t.ex:

- Avro Vulcan (NACA 0010 till 0008)
- Boeing B-17 (NACA 0018 till 0010)
- Convair Delta Dart/Delta Dagger (NACA 0004-65)
- Douglas A-4 Skyhawk (NACA 0008-1.1-25 till 0005-.825-50)
- Lockheed C-141 Starlifter (NACA 0013 till 0011)
- Lockheed C-5 Galaxy (NACA 0012.41 till 0011)
- McDonnell Douglas F-4 Phantom II (NACA 0006.4-64 till 0003-64)
- Messerschmitt Me 262 (NACA 00011-0.825-35 till 00009-1.1-40)
- North American F-86 Sabre (NACA 0009.5-64 till 0008.5-64)
eller majoriteten av världens helikoptrar (väldigt ofta NACA 0012) kan flyga.

Visst är det så, och när man har kommit till den insikten har man kommit längre än de flesta som nöjer sig med populärvetenskapliga förklaringar av hur lyftkraft skapas.

Nästa steg är dock att ge sig in i aerodynamikens djupare vrår och inse exakt hur man får luftströmmen att böjas av nedåt.

Att byta riktning på något är att accelerera det. Vi accelererar alltså luften. All acceleration i en fluid går hand i hand med en tryckgradient. För att en klump luft skall accelereras nedåt måste trycket under klumpen luft vara lägre än trycket ovanför klumpen luft, varvid den kraft som skapas av tryckdifferentialen kommer att accelerera klumpen luft neråt.

Det som åstadkommer tryckdifferentialen kommer att utsättas för en lika stor men motriktad kraft.

Detta något kan t ex vara en vinge.



Luften kommer i utloppsdysan att expandera/accelerera tills dess att trycket i utloppet är lika med det omgivande atmosfärstrycket. Man skapar alltså inte ett övertryck utan blåser istället på så att gränsskiktet får högre hastighet, högre energiinnehåll, och alltså hindras från att avlösa.

/Mekaniksmurfen

Helsymmetriska profiler genererar noll lyftkraft endast då deras anfallsvinkel är noll. Ge dem lite anfallsvinkel och de genererar lyftkraft på ett alldeles förträffligt sätt.

Om man ritar en kurva över lyftkraftskoefficienten som en funktion av anfallsvinkeln så är den i allmänhet i princip linjär hela vägen upp till dess att den börjar böja av neråt p g a begynnande avlösning. Dess topp är det tidigare omnämnda C_L,max. För en symmetrisk profil kommer C_L att vara noll då anfallsvinkeln är noll. För en profil med camber kommer C_L att ha ett värde större än noll vid alpha = noll.

Den vassa framkanten och rombformade profilen har att göra med att den skall fungera bra i överljud. För underljudsfart och framförallt lågfarts/högalfaegenskaperna är det mindre lyckat vilket, de blåsta klaffarna till trots, gav en löjligt hög landningshastighet.

De flesta symmetriska profiler kommer att vara monterade med en viss incidensvinkel, d v s vinklade uppåt relativt flygkroppens längdlinje, så att de genererar lyftkraft (uppåt längs flygplanets lodlinje) då flygkroppen är parallell med luftströmmen.

Då blir det lite bättre.



Då ser jag var du fick det ifrån. Den förklaringen är definitivt felaktig. Dock är det fortfarande sant att det är ett undertryck som suger upp vingen eller, om man vill vara strikt, en tryckskillnad mellan vingens under- och översida som skapar en kraft som lyfter vingen. Det är bara hur undertrycket skapas som är snudd på kriminellt galet beskrivet.

Ok, då är jag med på tåget igen.


Fast en motor accelererar ju luften bakåt. Enligt det du skrev ovan så borde ju trycket bakom den klump med luft som motorn har accelererat vara högre än trycket framför. Jag vågar nog påstå att eftersom man tillför mer luft till vingens ovansida så ökar man trycket där. Men jag håller med dig om att det är den tillförda flödeshastigheten som ger bättre lyftkraft. Den ger ju samma effekt som om flygplanet flög fortare.

Halå alla
Har två frågor till någon kunnig:

Vad innebär Aerodynamisk centrum/neutralpunkten?


Kolla den här härledningen, kan den vara korrekt?: (satte samman den ganska slarvigt lite snabbt)

Slog ihop en äldre aerodynamiktråd som låg i markan och skräpade med denna. I fall att någon undrar.

mvh
Erik G
Blå Gul

Det är den punkt kring vilken tippmomentet på flygplanet inte förändras då anfallsvinkeln förändras. Det är intressant då man tittar på hur stabilt ett flygplan är. Tyngdpunkten framför AC => (tipp)stabilt flygplan. En enkel parallell som underlättar förståelse är en dartpil. Tung i nosen, vingar bak = tyngdpunkten framför neutralpunkten = stabil. Kastad baklänges = väldigt instabil.

Mvh,
/Fredrik

Tack!

Någon som vet hur stor luftens nedsvepningsvinkeln är? (Hos rotor)

Har gjort en beräkning på en tvåbladig propeller som snurrar med 12000 varv per minut. Får svaret ca 0.2 grader, är detta möjligt?

Nej. Om inte annat för att du då har propelerspetsar som rör sig långt snabbare än ljudet.

För jaktkärror från VkII, har jag fått lära mig att varvtalet på propellern
låg på c:a 1500/antalet propellerblad per minut,
d.v.s. runt 500 rpm för en trebladig propeller och c:a 400 rpm för en fyrbladig dito.

För hkp är det rimligen mycket lägre.

Motorvarvtalen låg högre än propellervarvet.
För P-51D låg t.ex. motorvarvtalet för max räckvidd mellan 1600 rpm (upp till 10'000 fot) och 2500 rpm (35'000 fot),
varvtal vid max kontinuerlig effekt på 2700 rpm
och maximalt varvtal (Military Power och WEP - War Emergency Power) låg på 3000 rpm.

För P&W R-2800 (P-47) låg max varvtal på 2800 rpm, för Hawker Typhoon 3700 rpm o.s.v.

Jag kan tänka mig att det är en radiostyrd modellhelikopter som BuddhaSWE har räknat på, men 12000 RPM verkar ändå vara orimligt högt...

En liten röd lampa blinkar i min hjärna och en display säger "412 rpm" för rotorvarvtalet hos en hkp 9, men jag kan ju minnas fel. Men samma siffra angavs vara rotorvarvtalet hos V-22an i helikoptermod, och en rotor hos en Osprey är säkert i samma storleksordning som rotorn hos en hkp 9.

/E

Där va du nog lite snål Erik. Lägg på 12 rpm till på 9:an så kommer du närmare.

Ah, det var 424.. den siffran smög fram som ett alternativ när jag funderat en stund.. men det var i rätt härad i alla fall.

Länge sedan nu man pillade med helikopetrar..

/E

D.v.s. ~218 m/s för rotorspetsarna med en rotordiameter på 9,84m.
Låter mycket rimligt.

Jag förutsätter att hastigheten på rotorspetsarna är högre på snabbare helikoptrar?
(för att förhindra att det bakåtgående rotorbladet stallar)

Tvärt om. Att bakåtgående rotorbladet stallar är ett mindre problem än att det framgående rotorbladet når ljudhastigheten.

Nej, draken hade fasta luftintag.


Alla flygplan accelererar tills soppan tar slut. Det beror på att flygplanet blir lättare ju mindre soppa det har kvar. Jag har för mig att det finns utförligt beskrivet i någon av de äldre trådarna i den här forumsdelen.

Knep att ta till om du vill bygga ett snabbt flygplan:
1) Variabla luftintag.
2) Starka motorer.
3) Vinge utformad för höga farter.

Draken har inte variabla luftintag, men den har en högfartsvinge. Nackdelen med en vinge extremt avpassad för höga farter är att den ger usla egenskaper om man vill svänga i måttliga farter. Man svänger ett flygplan med vingen, genom att vinkla flygplanet så att man får en lyftkraftskomponent i den riktning man vill accelerera masscentrum. Om ett flygplan skall vara manövrerbart vill man kunna göra detta utan att luftmotståndet ökar för mycket och bromsar flygplanet. Det kan man inte med Draken, det är som en plog i luften.

Edit: stavfel.

Kunde Draken Supercruisa på hög höjd?

Kärran byggdes ju för höga farter på höga höjder.

I en annan tråd har jag fått veta att Concorde supercruisade i Mach 2 över Atlanten.

Draken påminner ju lite om en "mindre" Concorde tycker jag.

Spelar variabla luftintag för optimering av luftflödet till motorn i överljudsfart förresten någon roll för förmågan till supercruise?

På flera forum har jag läst att F-104 Starfighter hade mycket bra högfartsegenskaper, bättre än Draken och brittiska Lighting från samma era.

Varför hade F-104 så bra högfartsegenskaper?

Berodde det på variabla luftintag, Stark motor eller en vinge utformad för höga farter.

Det finns onekligen likheter mellan vingen på Draken och på Concorde. Concorde är ju också en fantastisk kärra, som supercruisade hela vägen över atlanten, redan på sjuttiotalet.

Vad gäller Starfighter hade den inte variabla luftintag, men vingen är en utpräglad högfartsvinge. Den är väldigt liten och också tunn i förhållande till kordan (avståndet mellan framkant och bakkant). Bra när man skall flyga i dubbla ljudhastigheten, mindre bra om man vill manövrera i underljud eller landa. Läs mer i engelska Wikipedia.

Jämförelsen mellan Draken och Starfighter är också intressant. Utan att ha någon insidesinformation om hur man tänkte när man konstruerade dem så uppfattar jag båda som konstruktioner från en tid då man var villig att offra allt annat för att få hög fart.

Mirage III, F-104 och MiG-21 hade variabla koner i luftintagen. Dessa hjälpte till att reglerar hastigheten på luften innan den nådde motorn. Draken hade fasta enkla luftintag, och var inte lika extrem som de andra i detta hänseende. F-104 var den mest kompromisslösa maskinen. Här var det hastighet som gällde, inget annat. MiG-21 var snabb men var samtidigt en dogfighter, någon större vapenlast kunde den inte ta, och den lilla nosen rymde knappt en radar. Mirage och Draken var lika på många punkter, men Miragen hade inte lika bra lågfartsegenskaper, och var inte samma division som Draken gällande stigprestanda, acceleration, radar mm. På det stora hela tror jag Draken var den mest flexibla designen.

Är du säker på att konerna var variabla på Starfighter? Jag hittar inga uppgifter i mina böcker i hastigheten, men en snabb sökning på nätet ger t.ex.


"It also introduced a new inlet scheme, featuring a fixed half-cone in each inlet" på http://www.vectorsite.net/avf104_1.html

Samma site fortsätter http://www.vectorsite.net/avf104_3.html med att beskriva CL-1200 Lancer som en Starfighter-variant med rörliga koner, som dock aldrig byggdes.

Se också

"Unlike some supersonic aircraft, the F-104 does not have variable-geometry inlets" på: http://airforce-world.blogspot.com/2006/10...tarfighter.html


Jag håller med om att MiG-21 bör nämnas i sammanhanget; ett flygplan från samma epok, men i Sovjetunionen var man tydligen inte beredd att gå lika långt i att offra manövrerbarhet för att få hög fart.', så man byggde en deltavinge med konventionell stjärt. Världens första luftstrid mellan Mach 2 kapabla flygplan lär för övrigt ha varit mellan Indiska MiG-21 och Pakistanska Starfighter, men detaljerna om vad som hände skiljer mellan olika källor.

@Cykelskytt

Du har så rätt. Jag fick för mig att jag hade läst det någonstans, men förmodligen blandade jag ihop det med att motorn hade variabla fläktblad. F-104:ans luftintag var dock optimerade att fungera bäst över M1.4. F-104 hade helt klart bäst dragkraft/viktförhållande bland de fyra ovannämda, i varjefall på låg höjd. Hastighetsrekordet för Starfightern på ~100m höjd är 1594km/h! Draken är för den delen inte sämre. En S35E pilot klockade M1.18 på mycket låg höjd med fyra fälltank monterade.

Jag sträcka mig till variabla ledskenor, men jag kan ju ha fel också.

J.K Nilsson

Vilka är för och nackdelarna med 2 respektive 1 stabilisator?

Jag har noterat att flera 2 motoriga stridsplan som ex de äldre F-111, F-4 Phantom, Tornado, F-5 har 1 stabbe liksom de nyare Rafale och Eurofighter.

2 motoriga F-14, F-15, F/A-18, F-22 raptor och diverse MIG och Su-27 + diverat har 2 st stabbar.

Nästan alla 1 motoriga stridskärror har 1 stabbe men den nya 1 motoriga F-35 kommer ha två st stabbar.

Klassikern F-104 har något så ovanligt som T-stabbe. Vad var skälet till den lösningen? Något Lockhed var ensam om för dåtidens stridsflygplan.

Alla trafikflygplan har också 1 stabbe.

I grund och botten vill man ha så få fenor, vingar och liknande som möjligt, eftersom de ökar på luftmotståndet. Två fenor ger naturligtvis dubbelt så mycket luftmotstånd som en fena vid en given storlek.

Men med vissa aerodynamiska former, i vissa delar av flygenvelopen, exempelvis höga anfallsvinklar, kommer fenans luftströmning att störas av flygkroppen, vilket naturligtvis ger stabilitetsproblem. Då kan man välja mellan att göra en väldigt stor fena eller två små. Ofta är dessa dessutom vinklade utåt så att de i ännu större utsträckning håller sig i "ren" luft.
Varför man inte gör en jättestor fena kan t.ex ha och göra med hållfasthetsskäl. En stor fena som ska vara vridstyv nog blir väldigt tung. Tornado är ju ett exempel på flygplan med ganska stor fena.
Det är också så att flygkroppen kan ha en sådan utformning att den behöver en stor fena för att stabiliseras. Ett exempel på det är ju att skolviggen och jaktviggen behöver större fena än attackviggen på grund av den extra huven/automatkanonen.
Kort sagt, när man behöver en stor fena av stabilitetsskäl kan man dela upp den i två.
Att det verkar vara så att tvåmotoriga kärror oftare har två fenor än enmotoriga har säkert att göra med att de tvåmotoriga maskinerna är bredare, och därför ger mer oren luftströmning än de smalare enmotoriga kärrorna.

Nackdelarna med två fenor är ju om man egentligen inte behöver dem, om vi t.ex ska leka med tanken att vi sätter två fenor på en Gripen, att man får mer vikt, eftersom fenorna, även om de vardera är hälften så stora areamässigt som originalfenan, måste ha plåt runt om, ha förstärkningar vid infästningspunkterna mm. Man måste även ha dubbla roderservon kopplade till dubbla roder. Med ökad vikt följer ju mer kostnad eftersom man måste ha mer motorkraft vilket leder till krav på mer drivmedel, vilket ger ett större flygplan etc, eller så måste man banta bort något annat.

En fördel blir dock en viss redundans. Blir en fena/sidroder skadad så har man en uppsättning till. Men alla för och nackdelar måste naturligtvis balanseras mot det önskade slutresultatet. I Gripens fall har man redundansen mot skadade styrytor till viss del inbyggd i styrprogramvaran. I fallet med Gripen är kostnaden också väldigt central. Kostnadsökningen för en extra fena är procentuellt sett för stor relativt vad det ger. Gripen har dessutom en ganska liten fena redan nu, och höga anfallsvinklar klarar kärran också av, så det är nog i fallet med Gripen ingen fördel alls med dubbla fenor, när man summerar plus och minus.

Trafikflygplan har ju inte behov av att kunna flyga i höga anfallsvinklar, samt att de har smalare, relativt sett, kroppar. Hållfasthetskraven är inte heller lika höga. Så därför klarar sig trafikflygplanen med en enda förvisso stor fena.

T-stjärt brukar man ha när man vill flytta upp stabben så att den får ostörd luft. Nackdelarna med det är att det blir mer belastning på fenan, som måste göras starkare. Därför hittar du inte den lösningen på moderna stridsflygplan. F-104 var ju ingalunda någon dogfighter. Däremot kan du hitta lösningen på civilflygplan, företrädelsevis de som har motorerna monterade i aktern, eller propellermotorer monterade nära kroppen på vingarna.

/E

Vad är det för små canard liknande vingar F-14 tomcat har som fälls ut ovanför luftintaget när vingarna är bakåt svepta?

Det verkar som endast F-14A hade det. Har inte sett något bild på F-14D med dessa små vingar?

Blev dessa vingar till mindre nytta när F-14D utrustades fick mycket kraftfullare GE motorer jämfört med de betydligt klerare P&W motorer som var orginalmonterade på F-14A?

Vad var nyttan med dessa? Något slags winglet?

De fanns helt riktigt endast på A-versionen. De fälldes ut vid överljudsflygning (automatiskt vid Mach 1,4, manuellt över M 1). Dessa fungerade som ett par minicanarder och motverkade en tendens till dykning som F-14 hade vid höga farter.
Dessa tingestar kostade mer i form av vikt och komplexitet än vad de gjorde nytta varför de droppades från senare versioner.

/E

Ett problem är också vid stall. Vid höga alfa kommer stabilisatorn hamna i störd luft från vingen och höjdrodret därmed vara mer eller mindre verkningslöst. Utan något sätt att kontrollera flygplanet i tippled kan det vara ganska svårt att ta sig ur flygläget.

Ja, just det. Det är ju inte heller en helt oviktig detalj. Särskillt när man pratar om stridsflygplan, som förmodligen inte har samma fina stallkarakteristik som en gammal hederlig Bergfalke, som ovillkorligen sävligt tippar ner nosen vid stall.

/E

Jag vänder på en fråga jag tidigare ställde: varför kör vi i Europa, tillsammans med Kineserna deltavinge med nosvinge, då Ryssarna och Amerikanarna fortsätter med "den gamla" winglayouten som ska vara mer stealthig, som möjliggör skarpare manövrar och som ska ha bättre lyftkraft?


Sen undrar jag allmänt vad ni tror är framtidens layout. Ryssarna har ju satt Su-47, med framåtsvepta vingar i tjänst, medan USA fortsätter på sitt och Europa fortsätter på sitt, och jag är nåt så förbannat överförtjust i dubbeldelta

SU-47 är väl endast ett provflygplan, i likhet med den äldre amerikanska förlagan X-29? Har ryssarna överhuvudtagen tagit något nytt flygplan i tjänst sedan 90-talet?

När det gäller stealth så tror jag inte någon vinglayout är bättre eller sämre än någon annan. Det handlar mycket om att anpassa vinklar på fram och bakkanter och liknande. Det borde vara lika, oberoende av om man har stabben framför eller bakom vingen.
Problemet med canarder är väl att man, för att få ut mest av dem, bör placera dem på en specifik plats relativt vingen, vilket är strax framför och något över om man får gå efter var de flesta nosvingeflygplan har sina. Men Typhoon har ju sina lite längre fram än "normalt", samt SU-35, som har sina omedelbart framför huvudvingen, men placerade i samma höjd som den.

Av alla stealthflygplan jag kan räkna upp på rak arm har väl bara två stycken vingarrangemang som liknar varandra, de flesta andra har de mest fantasifulla alternativ. Dock saknas ju nosvingar i samlingen.

F-117: Kraftigt bakåtsvepta vingar, V-tail
Lampyridae: deltavinge, en fena
Tacit Blue: raka vingar, V-tail
B-2: Flygande vinge
YF-22/F-22: Deltavingar (typ) med konventionella höjdroder, två fenor
YF-23: triangelformade vingar (ett slags "dubbeldelta ), V-tail
Bird of Prey: Ja, vad ska man säga.. bakåtsvepta vingar som är knäckta, inget stjärtparti, eller tvärt om, inga vingar, med ett kraftigt stjärtparti?
F-35: liknande F-22

När det gäller frågan om lyftkraft så tvivlar jag starkt på att det ena ska vara bättre än det andra.
SAAB har ju länge framhållit att canardkonfigurationen ger mer lyftkraft. Tittar man på vingarna på en Gripen, Eurofighter eller Rafale så tycker i alla fall jag inte att de är procentuellt sett mycket större än vingarna på en F-22 eller F-15. De verkar ha lyftkraft så de klarar sig ändå. Själva vingarnas utformning är för övrigt ganska likartade de flygplanen emellan.

Jag har fått lära mig en gång i tiden att deltavingar kan svänga tvärt och flyga med höga anfallsvinklar, men tappar fart fort, medan konventionella vingar kan bibehålla en sväng längre utan att tappa lika mycket i fart, men kan lättare falla igenom och stalla. Men jag har också läst att moderna FBW-system och instabila konfigurationer gör att den gamla sanningen inte gäller längre.

Jag tror att valet av vingkonfiguration har mer med kulturarv att göra än stealth eller aerodynamik. I sverige har vi tradition av delta samt delta+canard. Så även i frankrike. Engelsmännen hade fastnat för delta+canard redan på tidigt 80-tal. Förmodligen inspirerade av svenskar och fransmän. Kinesernas delta+nosvinge kommer ju från israel, som säkert kikat en del på EAP/Eurofighter/Gripen/Rafale-programmen under sin utveckling av Lavi, trots det amerikanska teknikarvet.
Amerikanarna vill inte gärna visa att de inspirerats av något som kommer utifrån och kör vidare på ett koncept beprövat på F-15.
Ryssarna, som har mycket kompetenta aerodynamikexperter verkar vara öppna för att testa lite av varje, men har ingen budget som räcker längre än till konceptmåleriavdelningen just nu verkar det som. Men de har ju allt från konventionell layout, konventionell layout+tvc+nosvingar, delta+nosvingar till framåtsvepta vingar+nosvingar.

Att olika vingkonfigurationer sedan faktiskt har inneboende för och nackdelar kan ju kompenseras på olika sätt, mycket mha utformningen av styrytor, programvara samt förekomsten av andra saker, som thrust vectoring mm. Sist men inte minst får man ju se till att taktikanpassa, man utnyttjar sina fördelar, och har 100% koll på motståndarens för och nackdelar och ser till att denne inte kan utnyttja sina fördelar.

I fallet med delta mot konventionell layout så får man väl se till att man inte luras att svänga med i länga svängar, utan kanske utnyttjar sin skarpare svängförmåga genom att genskjuta för att få ett skottläge, sedan går ur för att hämta fart.

Som exempel kan nämnas att jag hörde talas om en övning där svenska piloter övat simulatorstrid mot utländska (glömt vilken nation). Svenskarna flög Mirage 2000-simulatorn för den ansågs vara det närmsta en Gripen man kunde komma (Detta var tidigt 90-tal då Gripencentrum ej fanns) och motståndarna F-16. Resultatet av dessa strider blev 50/50, så det går nog knappast att säga att det ena är bättre än det andra. Bara olika. Källan till detta är en av flygförarna, som nu är general, så det borde vara en pålitlig källa.

/E

Eurofighter har sina nosvingar som fpl37 skulle haft dom innan förkortningen av kroppen.


Nosvinge + deltavinge ger bra med lyftkraft i låga farter. Så om man inte har herrejösses mycket motor är denna konfiguration att föredra om man vill använda kortbanor eller hålla låg mss efter ett anfall mot flygbasen.

J.K Nilsson

Varför har F-4 Phantom en så udda lösning med sina "hängande" bakvingar?
Flygplanet utvecklades ju ursprungligen som ett snabbt mach 2+ jaktplan åt amerikanska flottan.
Har det något att göra med speciella flygegenskaper vid inflygning mot hangarfartyg?

Uppenbarligen funkar designen fortfarande eftersom det fortfarande flyger 100-tats(?) Phantom hos flera olika länder 48 år efter att typen blev operativ.


Bild på taxande USAF Phantom bakifrån, fotad på Nellis AFB år 2007:

http://www.airliners.net/photo/USA---Air/M...F-4E/1309210/L/

Kan ju vara så att vid höga anfallsvinklar så kan huvudvingen störa ut stabben. Man har vinklat ner dom för att komma åt "frisk luft". Jaguar och Japanska F-1 har en liknande konfiguration, men eftersom dessa är högvingade så behövdes inte lika kraftig "anhedral" på deras stabbar.

Jag vet inte, men jag har en gissning. Man ville ha en liten fena för att slippa låta den vara fällbar och ändå få plats under tak i ett trångt hangarfartyg. Så man låter bakvingarna hänga ordentligt och får då en stabiliserande komponent från dom och kan minska på fenan.

Phantom II är ju ett bra exempel på hur man innan datorsimuleringarnas tidevarv kunde tvingas hänga på en del förändringar i efterhand.

Vingen t.ex har ju sina karakteristiska vinklade ytterdelar. Dessa är vinklade så eftersom man egentligen behövde ha en V-form på vingen för att förbättra stabiliteten. Men man ville inte behöva designa om den komplexa vingbalken i titan, så därför valde man att vinkla vingspetsarna lite extra istället för att uppnå det önskade resultatet.

Stabben är nedåtvinklad för att ge mer kontroll vid höga anfallsvinklar. Alternativet, att placera stabben lägre, fungerar ju inte, eftersom motorutblåsen sitter där. På så sätt kringgick man problemet med T-tails som 106 tar upp några poster längre upp.

Det finns även andra aerodynamiska "knep" på maskinen. Man införde slots på stabilisatorerna för att förbättra deras verkan vid låga farter, framkantsklaffar för att förbättra vingens högalfaegenskaper. Blåsta klaffar förbättrade också lågfartsegenskaperna. Man ökade på vingarean med en s.k hundtand på de yttre vingdelarna också för att förbättra egenskaperna vig höga anfallsvinklar.

Som ni märker har de flesta "knepen" med förmågan att kunna flyga långsamt att göra, vilket kanske inte är förvånande på en maskin som trots allt måste kunna landa på ett hangarfartyg, men också kunna flyga fort.

/E

När vi ändå är inne på amerikanska flygplan...

Hur kommer det sig att på FA-18 så är roboten på vingspetsarna vinklade en aning neråt? Även "droptankarna" på vingarna närmast kroppen har en lite märklig vinkel på vissa bilder, spetsen pekar en aning utåt åt sidan. Synvilla eller?

Misstänker att det har med aerodynamiken att göra.

Robotarna är vinklade något neråt för att de ska peka mer framåt när man flyger med höga anfallsvinklar, vilket man ju normalt gör när man manövrerar för att komma i läge för ett bra robotskott med en Sidewinder. Du hittar samma fenomen hos t.ex F-16 samt även till på Gripen har jag för mig.

/E

Det finns säkert flera anledningar, men en naturlig sådan är på grund av vingens tordering(vridning). En pilvinge alternativet deltavinge stallar vid vingspetsen. För att fördröja stallen, eller för att ge jämnare stallegenskaper så är vingen vriden så att vingspetsen har lägre vinkel än vingroten.

På vissa skisser hade den (eller om det var utkast till YF-22) nosvinge istället, ungefär som denna. Du glömde X-32 och Have Blue i din lista. Have Blue såg ju ut ungefär som F-117 fast med "omvänd V-stjärt" och X-32 (deltavinge och två fenor/V-stjärt) var ju så ful att det nästan gjorde ont i ögonen att se den, så den förstår jag om du ville glömma. De obemannade X-37 och X-47 vet jag inte hur mycket stealth de är, men X-37 har svept vinge och nosvingar och X-47A är en stor fyrkant/diamant, båda saknar fena.


Mycket förenklad förklaring enligt förespråkarna för nosvinge:
En vinge utan stabilisator/nosvinge vill rotera framåt (dyka). Ett sätt att lösa det är att sätta en stabilisator bak som "trycker ner" stjärten och därmed får flygplanet att gå rakt fram, ett annat är att sätta en nosvinge fram som "lyfter" nosen. Säg att vingens lyftkraft är 1 och den lyftkraft som behövs för att motverka nos ner-rörelsen är 0,1 (helt påhittade siffror).
Stabilisator: 1 - 0,1 = 0,9
Nosvinge: 1 + 0,1 = 1,1
Alltså totalt sett större lyftkraft med nosvinge, enligt den förenklade populärvetenskapliga modellen. Om det sedan stämmer låter jag vara osagt.

En annan fördel med nosvinge på civila flygplan (t ex Rutans konstiga konstruktioner) är att man ser till att nosvingen stallar först, därmed kommer anfallsvinkeln minska igen innan huvudvingen stallar.

Det sägs vara så att när Superhorneten byggdes ville man ha fler vapenbalkar, men det skapade problem med frigången vid avfyrning. Därför vinklades balkarna utåt för att skapa utrymme. Hur mycket sanning det ligger i det vet jag inte, men det är en av de saker som den har kritiserats för då det ska orsaka vibrationer och luftmotstånd.

Om vingspetsarna har mindre alfa än vingroten kommer vingroten att ståla före vingspetsarna, klippning undviks alltså.

J.K Nilsson

Har det någonsin övervägts nosvingar på trafikflygplan eller är det endast militära kärror som det varit aktullt för?

Tänk att se en B777 eller A330 med en canard

Tu-144 hade kanard. Enligt en källa pga att de inte lyckades helt med kopieringen av concorde.