Aerodynamik

[Erik_G]

...

Dessutom kunde camber ändras med hjälp av klaffarna.

...

 

Vad är "camber"? Mina tankar gick till franska ostar men det lär det väl inte vara...

 

Om jag förstått det rätt är camber (inte camembert) termen som beskriver vingens välvning. Med andra ord kan man påverka vingens camber med fram och bakkantsklaffar. Däremot är det inte cambern som påverkas av vingvridningen på Crusadern, utan just anfallsvinkeln. (ser nu att Ytter ändrat sitt inlägg sedan jag läste det första gången, men det ska han inte tro att det räddar honom...)

 

/E

[Saerdna]

...

Om jag förstått det rätt är camber (inte camembert) termen som beskriver vingens välvning.

...

 

Är det alltså vingens höjd i förhållande till längden?

[Erik_G]

...

Om jag förstått det rätt är camber (inte camembert) termen som beskriver vingens välvning.

...

 

Är det alltså vingens höjd i förhållande till längden?

 

 

Nej, kurvigheten på ovansidan i förhållande till undersidan.

På bilden på denna sidan: http://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/geom.html är camber avståndet mellan den blå streckade linjen "mean camber" och den heldragna blå "cord line".

 

/E

[Saerdna]

...

Nej, kurvigheten på ovansidan i förhållande till undersidan.

På bilden på denna sidan: http://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/geom.html är camber avståndet mellan den blå streckade linjen "mean camber" och den heldragna blå "cord line".

 

/E

 

Aha, jag förstår... tror jag.

För att dra paralleller till en mer nära verklighet så har alltså en tjej med en A-kupa och en C-kupa mer camber än en tjej med två D-kupor även om den senare skulle beskrivas som mer kurvig?

Edited February 21, 2008 by Saerdna

[Erik_G]

...

Nej, kurvigheten på ovansidan i förhållande till undersidan.

På bilden på denna sidan: http://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/geom.html är camber avståndet mellan den blå streckade linjen "mean camber" och den heldragna blå "cord line".

 

/E

 

Aha, jag förstår... tror jag.

För att dra paralleller till en mer nära verklighet så har alltså en tjej med en A-kupa och en C-kupa mer camber än en tjej med två D-kupor även om den senare skulle beskrivas som mer kurvig?

 

Eh.. tror jag trots ett par roliga alterntiv väljer att inte kommentera detta utan hänvisar till att ämnet är aerodynamik, inte biologi.

 

/E

[magnus242]

Å andra sidan ska ju fördelarna vara att man genom att byta ut den negativa trimkraften hos ett konventionellt flygplan istället använder en positiv trimkraft och på så sätt får större lyftkraft vid t.ex starter.

Stämmer bra, men vad flygmekaniken ger tar den igen på något annat. En begränsning på Viggen var att för att få tyngdpunkten på ett lämpligt ställe för att planet skulle vara stabilt, fick man sätta motorn rätt långt inne i flygkroppen. Där av Viggens något rumphugna utseende, Vad är det för fel med detta då? Jo det sabbar area-fördelningen vilket ger mer luftmotstånd i transsonisk och överljudshastighet. Med Gripen så sa man åt flygmekanikerna att sluta gnälla om stabilitet och lära sig lite reglerteknik. Därefter flyttade man bak motorn lite mer och fick en bättre area-fördelning.

Sen så har jag hört att nosvingarna ska ge lyftalstrande virvlar som ger vingen mer lyftkraft, vilket förklarar de fasta, ej manövrerbara nosvingarna på en del flygplan som t.ex Viggen och en del exotiska Mirage-varianter. Detta är dock beroende av att nosvingarna sitter på rätt plats i förhållande till vingen, vilket verkar vara precis framför och lite ovanför huvudvingen om man ska gå på hur de flesta nosvingeflygplan är byggda. Men det finns säkert mer än en förklaring, och de är säkert alla felaktiga. Bäst att vänta tills gammelsmurfen dyker upp.

 

Av exemplena på flygplan utan nosvingar som Larsson tar upp så har ju faktiskt Mirage 2000 två fasta små nosvingar på luftintagen, SU-27 finns i en version med nosvingar och sist men inte minst, F-14 hade utfällbara små nosvingar framför de vanliga vingarna, en finess som senare deaktiverades om jag inte minns fel.

 

/E

Att sätta någon form av virvel bildare ovanför och framför huvudvingen är ett bra sätt att förhindra separation vid hög alfa-flygning. Virvlarna håller helt enkelt gränskiktet på ovansidan vingen i schack.

[Erik_G]

Att sätta någon form av virvel bildare ovanför och framför huvudvingen är ett bra sätt att förhindra separation vid hög alfa-flygning. Virvlarna håller helt enkelt gränskiktet på ovansidan vingen i schack.

Dvs det ger inte "mer" lyftkraft, utan lyftkraft vid anfallsvinklar där det egentligen inte skulle funnits någon lyftkraft pga stall?

[magnus242]

Att sätta någon form av virvel bildare ovanför och framför huvudvingen är ett bra sätt att förhindra separation vid hög alfa-flygning. Virvlarna håller helt enkelt gränskiktet på ovansidan vingen i schack.

Dvs det ger inte "mer" lyftkraft, utan lyftkraft vid anfallsvinklar där det egentligen inte skulle funnits någon lyftkraft pga stall?

Korrekt uppfattat. Det är det huvudsakliga effekten, det finns nog också en effekt på lyftkrafts fördelningen men den är mindre.

[Ytter]

Att sätta någon form av virvel bildare ovanför och framför huvudvingen är ett bra sätt att förhindra separation vid hög alfa-flygning. Virvlarna håller helt enkelt gränskiktet på ovansidan vingen i schack.

Dvs det ger inte "mer" lyftkraft, utan lyftkraft vid anfallsvinklar där det egentligen inte skulle funnits någon lyftkraft pga stall?

Korrekt uppfattat. Det är det huvudsakliga effekten, det finns nog också en effekt på lyftkrafts fördelningen men den är mindre.

 

Finns det någon grundläggande skillnad på funktionen mellan nosvingar och vingrotsförlängningar (LERX) som t.ex. F-18 har? Är inte LERX mer lik dubbeldeltan på Draken?

 

(Och ja, jag blandade ihop begreppen om camber i morse, men hoppades att ingen såg det innan jag ändrade.)

[effte]

Om jag har förstått saken rätt, utan att vara matteexpert, så är lyftkraften en motreaktion på att man med vingarna skickar luften snett neråt bakåt, eller är det en alldeles för grov förenkling?

 

/E

 

Det stämmer bra.

 

Om lyftkraft var baserade på undertryck på översidan av vingen,

så skulle flygplan med laminärströmning inte kunna flyga,

starthjälpmedel som blåsta klaffar (Starfighter, vissa F-4 Phantom, Buccaneer, TSR.2 m.fl)

skulle trycka ner flygplanet i marken istället för att generera lyftkraft och ett flygplan

som flög inverterat skulle accellerera mot marken dubbelt så snabbt som vid fritt fall.

 

Men som vi alla vet kan en Mustang flyga trots sin laminärströmningsvinge,

Buccaneer kan lyfta trots blåsta klaffar (och laminärströmningsvinge)

och flygplan kan flyga inverterat utan att slå i marken.

 

Vidare så skulle lyftkraften inte öka med ökande hastighet om det hängde på undertryck.

 

 

Njae, nu måste jag invända. Laminärprofiler skiljer sig från mer ordinära profiler endast genom att de är designade för att bibehålla laminär strömning längre bak längs kordan.

 

Om vi tänker oss luftströmmen förbi en vingyta som en amerikansk motorväg med sjuttiotre filer så bestämmer naturlagarna att bilarna närmast vingen skall hålla samma hastighet som vingytan, d v s stå stilla. Så länge vi har laminär strömning kör bilarna lite snabbare ju längre bort från vingen man kommer, men det är fortfarande snygg filkörning.

 

För att få ihop liknelsen blir vi tvungna att införa hastighetskoppling mellan filerna. Förarna saktar ner lite om filen bredvid rör sig långsammare för att minska den relativa hastigheten, d v s det finns en viss friktion mellan filerna/luftskikten. Ju längre fram man kommer desto längre bort från vingen har bilkön tvingats sakta in, genom friktion mot filen bredvid.

 

Det område där bilarna (luften) har en hastighet lägre än 95% av hastigheten hos friströmmen, d v s den av vingen opåverkade luftströmmen, definieras som vingens gränsskikt.

 

Förr eller senare så har det blivit så mycket ryck och slit i bilarna att förarna tappar kontrollen. Bilarna börjar snurra och sladda hejvilt, kors och tvärs över filerna. Detta ger högre hastigheter närmare vingytan men även större friktion (högre luftmotstånd) och ett avsevärt mycket tjockare gränsskikt.

 

Om man istället tänker sig bilarna som luftpaket så är platsen där bilarna börjar snurra omkring omslagspunkten mellan laminär sill... eh... strömning (ni får ursäkta den där, jag umgås med Göteborgare). Med en laminärprofil lägger man den punkten långt bak, genom att bl a lägga vingens tjockaste punkt längre bak än vad som är normalt på andra vingar.

 

 

Principen för hur lyftkraften genereras är densamma. Luften böjs av neråt då den passerar vingen, huvudsakligen genom att den sugs ner av undertrycket på vingens ovansida, precis som Erik G skrev.

 

Ett sätt att tänka på det är att luften tvingas följa vingens välvda översida. Vi är alla bekanta med vad som händer då något med massa tvingas följa en krökt bana. Det slungas utåt av centrifugalkraften. Precis samma sak gäller för luften, den slungas utåt. Ett undertryck uppstår i "innerspår", som när balans uppnås utsätter luften för en precis lagom stor kraft riktad inåt för att få den att följa den krökta banan.

 

 

Syftet med klaffar är att ge vingen möjlighet att generera mer lyftkraft för en viss given hastighet, vilket på aerodynamiska är att ge vingen högre maximal lyftkraftskoefficient, C_L,max. Normalt begränsas C_L,max av den aerodynamiska stallen, d v s att energin hos luftflödet i gränsskiktet blir så låg att flödet vänder, luften slutar följa vingens krökning och gränsskiktet avlöser. För att höja C_L,max ser man till att få mer energi i gränsskiktet. Ett sätt att lösa detta är genom att göra gränsskiktet turbulent, eftersom turbulent strömning innehåller mer energi än laminär. Turbulatortape på vingar är ett sätt att lösa detta. Ett annat är turbulatorer, rader av små metallbitar som sticker upp och rör om i flödet närmast vingen.

 

Vanliga vingklaffar är ett tredje sätt att öka C_L,max. Man ökar helt enkelt vingens välvning. Detta kan dock bara göras till en gräns innan man får avlösning över klaffarna. För att råda bot på detta kan man ta till slotted flaps, där en spalt lämnas längs klaffens framkant som släpper genom luft från vingens undersida och ner längs klaffens översida. Mer energi i gränsskiktet och mindre problem med avlösning.

 

Ytterligare ett sätt är blåsta klaffar, att ta luft under tryck från flygplanets motorer och blåsa ut genom spalter eller dysor i vingens översida för att på så sätt se till att det blir mer fart på gränsskiktet och därmed hindra avlösning.

 

Att ha propellrar som blåser över vingen ger faktiskt samma effekt, om än i mer begränsad omfattning. Denna fördel blir raskt ett problem då man börjar titta på motorbortfall.

 

Det har även byggts jetflygplan med motorerna ovanför vingarnas framkant för att kunna styra utblåset längs med vingarnas översida och därigenom få hjälp med extra lyftkraft.

 

 

 

Och alltihopa beror på tryckskillnader, och då i de flesta flygfall så gott som uteslutande undertryck relativt den omgivande atmosfären.

 

Var får ni att det inte skulle ha med undertryck att göra ifrån?

 

 

/Vindtunnelsmurfen

[effte]

Vad är nackdelarna med dubbeldeltavinge (som på J35 och F16XL)?

 

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.

[eskil]

Var får ni att det inte skulle ha med undertryck att göra ifrån?

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?

Edited February 28, 2008 by eskil

[imint]

Och alltihopa beror på tryckskillnader, och då i de flesta flygfall så gott som uteslutande undertryck relativt den omgivande atmosfären.

 

Var får ni att det inte skulle ha med undertryck att göra ifrån?

 

 

/Vindtunnelsmurfen

 

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

[5526 Viktor Ludvig]

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

 

//5526 - som följer diskussionen med intresse

[eskil]

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

[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]

[Larsson]

Njae, nu måste jag invända. Laminärprofiler skiljer sig från mer ordinära profiler endast genom att de är designade för att bibehålla laminär strömning längre bak längs kordan.

 

Nu var jag visst lite slarvig med begreppen.

Vingar med 0 camber menade jag givetvis.

 

Var får ni att det inte skulle ha med undertryck att göra ifrån?

 

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.

Edited February 29, 2008 by Larsson

[effte]

Var får ni att det inte skulle ha med undertryck att göra ifrån?

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).

 

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.

 

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?

 

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

[effte]

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

 

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.

[effte]

Nu var jag visst lite slarvig med begreppen.

Vingar med 0 camber menade jag givetvis.

 

Då blir det lite bättre.

 

Var får ni att det inte skulle ha med undertryck att göra ifrån?

 

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,

 

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.

[eskil]

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.

Ok, då är jag med på tåget igen.

 

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.

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.

[BuddhaSWE]

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)

 

[Erik_G]

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

 

mvh

Erik G

Blå Gul

[effte]

Vad innebär Aerodynamisk centrum/neutralpunkten?

 

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

[BuddhaSWE]

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?

[Larsson]

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.

[eskil]

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

[Erik_G]

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.

 

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

[Deron]

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.

 

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.

[Erik_G]

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

[Larsson]

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.

 

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)