SE447567B - Anordning for girmomentkontroll vid luftfarkoster - Google Patents
Anordning for girmomentkontroll vid luftfarkosterInfo
- Publication number
- SE447567B SE447567B SE8503373A SE8503373A SE447567B SE 447567 B SE447567 B SE 447567B SE 8503373 A SE8503373 A SE 8503373A SE 8503373 A SE8503373 A SE 8503373A SE 447567 B SE447567 B SE 447567B
- Authority
- SE
- Sweden
- Prior art keywords
- symmetry
- openings
- nose
- longitudinal axis
- plane
- Prior art date
Links
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 title 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 8
- 239000003721 gunpowder Substances 0.000 claims description 2
- 240000005589 Calophyllum inophyllum Species 0.000 claims 1
- 238000004880 explosion Methods 0.000 claims 1
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 3
- 230000001965 increasing effect Effects 0.000 description 3
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 2
- 239000000843 powder Substances 0.000 description 2
- 101100069818 Caenorhabditis elegans gur-3 gene Proteins 0.000 description 1
- 239000003795 chemical substances by application Substances 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000002708 enhancing effect Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C17/00—Aircraft stabilisation not otherwise provided for
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Professional, Industrial, Or Sporting Protective Garments (AREA)
- Steering Control In Accordance With Driving Conditions (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Earth Drilling (AREA)
- Toys (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Description
447 567
Olika medel är kända för att eliminera denna nackdel. Så har det
föreslagits, att luftfarkostens nos förses med symmetriskt anordna-
de ledskenor, s.k. "strakes", med uppgift att fördela förekommande
kroppsnosluftvirvlar symmetriskt, så att girmomentet elimineras.
Sådana ledskenor medför en betydande motståndshöjning redan vid
måttliga anfallsvinklar vid höga hastigheter. Ett annat känt medel
att undanröja ovannämnda nackdel innefattar anordningar för blås-
ning av tryckluft eller krutgas i en riktning tvärs luftfarkostens
symmetriplan, varvid girmomentet motverkas. Sådana anordningar är
tunga och utrymmeskrävande. En komplikation i sammanhanget är, att
eventuellt förekommande radarutrustning i luftfarkostens främre del
störs av föremål i nospartiet.
Ändamålet med uppfinningen är att åstadkomma en enkel, funktions-
säker anordning för girmomentkontroll vid luftfarkoster med slankt
nosparti vid höga anfallsvinklar och hastigheter företrädesvis
upp till Mach U,S.Anordningen skall vara sådan, att den ej medför
ökat motstånd vid '
höga hastigheter.
En sådan anordning kännetecknas enligt uppfinningen av att öpp-
ningar är anordnade i luftfarkostens nosparties båda sidor, skilda
av luftfarkostens symmetriplan, vilka öppningar är så inbördes
förenade, att en av de nämnda osymmetriska noskroppsluftvirvlarna
åstadkommen tryckskillnad mellan de båda sidorna utjämnas.
Anordningen kan utformas på olika sätt. Det är lämpligt att anordna
öppningarna, sedda i en riktning vinkelrät mot längdsymmetriaxeln,
i symmetriplanet, parvis med sina tyngdpunkter väsentligen på en
linje, vinkelrät mot längdsymmetriaxeln. Det är även lämpligt att
anordna öppningarna, sedda i en riktning vinkelrät mot symmetripla-
net, parvis med sina tyngdpunkter på lika avstånd från längdsym-
metriaxeln, företrädesvis i närheten av denna, eller något nedanför
densamma. I en lämplig utföringsform befinner sig öppningarnas
u tyngdpunkter på ett avstånd från nosens spets, som väsentligen mot-
svarar avståndet mellan öppningarna. Üppningarna skall befinna sig
i främre delen av nospartiet, tyngdpunkterna inom avståndet från
'_ 'i
447 567
nospartiets spets lika med 0,02-0,2 gånger nospartiets längd, lämp-
ligen c:a 0,05 gånger densamma. Üppningarna kan ha olika form, men
är lämpligen cirkulära, med en diameter av storleksordningen 0,01
gånger nospartiets längd. Üppningarna kan även ha formen av lång-
sträckta slitsar, lämpligen med längdaxlarna väsentligen parallel-
la med luftfarkostens längdsymmetriaxel.
Eftersom man strävar efter minsta möjliga motstånd vid höga hastig-
heter, bör öppningarna förses med styrbara förslutningar, vilka
täcker öppningarna vid normal flygning i höga hastigheter. För-
slutningarna är så anordnade att de vid behov kan avlägsnas, lämp-
ligen inåt, så att de ej skapar extra luftmotstånd. I en speciellt
utförningsform kan förslutningarna vara utformade som säkerhets-
utrustning, anordnade att avlägsnas från luftfarkosten med tryck-
gas, exempelvis från en initierbar krutladdning. I detta fall måste
sålunda anordningen återställas efter verkställd flygning. Uppfin-
ningen förklaras närmare med hänvisning till de bifogade figurerna.
Figurernas innehåll framgår av nedanstående uppställning:
Fig. 1a En perspektivskiss av en luftfarkosts nosparti med
symmetriska strömningsförhållanden
Fig. 1b Ett tvärsnitt genom föremålet i fig. 1a, sett frami-
från
Fig. 2a Som fig. 1 a, men med osymmetriska strömningsför-
hållanden
Fig. 2b Som fig. 1 b, -"-
Fig. 3 Sambandet mellan girmomentkoefficienten §M_ och
anfallsvinkelnCk_
Fig. l: Sambandet mellan girmomentkoefficienten CM (vidÛl=
50° ) och snedanblåsningsvinkelg/X .
Fig. 5 Anordning enligt uppfinningen, längdsnitt, sedd uppi-
från ' -
Fig. 6 Anordning enligt uppfinningen, sedd från sidan_
Fig. 7 -"-
g Poor Qhuatirä
447 567
Fig. 8 En luftfarkosts nosparti, försett med en anordning
enligt uppfinningen, sett från sidan
Fig. 9:10 Alternativa anordningar enligt uppfinningen, sedda från
_ sidan
Fig. 11 Anordning enligt uppfinningen med styrbara förslut-
ningar, i längdsnitt, sedd uppifrån.
Fig. 12 Anordning enligt uppfinningen, men med förslutningar,
inrättade att avlägsnas med gastryck, i längdsnitt,
sedd uppifrån.
I figur 1a och b visas strömningsförhållandena vid en flygplansnos
vid måttliga anfallsvinklar'ß¿ och en snedanblåsningsvinkel, d.v.s.
vinkel mellan flygplansnosens symmetríplan och vindvektorn, = D.
En flygplansnos betecknas med 1, dess symmetriplan med 2, den
rådande vindvektorn med 3. Symmetriska strömningsförhållanden rå-
der, så att från flygplansnosens sidor 4, 5 skilda av symmetripla-
net, avgående kroppsluftvirvlar 4 , 5 , är symmetriska, vilket
innebär, att de av dem förorsakade tryckförhållandena inte åstad-
kommer något girmoment. Om anfallsvinkeln Od ökar uppkommer efter-
hand kring flygplansnosen asymmetriska strömningsförhållanden,
vilket åskådliggöres i figur Za och b. Eftersom kroppsluftvirvlarna
4 ,lS , avlöses osymmetriskt från flygplansnosen, uppkommer genom
de osymmetriskt fördelade trycken på sidorna 4, 5. en sidkraft 6,
vilken ger upphov till ett girmoment.
I figur 3 visas sambandet mellan CM ochOL d.v.s. girmomentkoef-
ficienten C¿~ vidléš = Û och anfallsvinkeln. Gírmomentkoefficien-
ten C är ett dimensionslöst tal och definieras som "girmomentet/
dynamiskt tryck x vingyta x spännvidd". De visade kurvorna a, b,
och c är uppmätta i vindtunnel på en slank flygplansmodell och är
typiska för hastighetsområdet upp till Mach 0,5. Vid mätningarna
har strömningsförhållandena vid flygplansnosen uppkommit stokas-
tiskt, vilket innebär, att det ej är möjligt att förutsäga, om
vänsterasymmetri, kurva a, högersymmetri, kurva b eller växlande
vänster- och högersymmetri kurva C, skall uppkomma vid ökande GL"
Av diagrammet framgår, att de asymmetriska strömníngsförhållandena
börjar uppträda vid ÖL = c:a ZÉ. och ger upphov till ett betydande
girmoment mellan 3S°och 7Ü>. Om flygplansnosen förses med en anord-
447 567
ning enligt uppfinningen, elimineras det av de asymmetriska ström-
ningsförhållandena orsakade girmomentet, eftersom den tryckskill-
nad mellan flygplansnosens sidor, som är den direkta orsaken till
girmomentet, utjämnas. Detta åskâdliggöres i figur 3, kurva d,
som visar mätning av samma slag som avser kurvorna a - c, men med
flygplansnosen försedd med en anordning enligt uppfinningen. Som
synes är girmomentet praktiskt taget helt eliminerat.
Anordningen enligt uppfinningen löser sålunda problemet med okont-
rollerade girmoment vid höga anfallsvinklar vid symmetrisk anblås-
ning, d.v.s./ÉÄ = Û. Den har emellertid visat sig ha ytterligare
en värdefull funktion. Den medför nämligen en självstabilisering av
en luftfarkost vid visssnedanblåsning, d.v.s. måttligt värde
på . I figur 4 återges Cßßvid O( = Sö. som funktion av .
Kurvorna har uppmätts i en vindtunnel på samma sätt som avseslfi-
gur 3. Kurva a visar ett okontrollerat gírmoment, som uppkommer på
en flygplansnos utan någon anordning enligt uppfinningen. Kurva b
däremot avser det gírmoment, som är typiskt för en flygplansnos,
försedd med en anordning enligt uppfinningen. I diamgrammet betyder
+q“_ girmomentkoefficienten för ett återförande girmoment och
-Eht ett icke återförande gírmoment, Med ökande¿C§ upp till c:a Éa
ökar C¿~ , vilket innebär, att flygplanet är självstabiliserade
utan användning av aktivt styrorgan, såsom roder. Inom området
/S: 5:1i, förekommer ett visst återförande gírmoment, vilket inne-
bär, att flygplanet är trimbart med aktivt styrorgan. Kurvan c
återger Cpk som funktion av/(Ä vid en flygplansnos, försedd med
symmetriskt placerade, längdsgående ledskenor, s.k. "strakes".
Som framgår av kurvan har sådana ledskenor ingen som helst stabili-
serande funktion vid snedanblåsning, utan de verkar instabilise-
rade, vilket givetvis är en nackdel, utöver deras redan nämnda
egenskap att utöva ett betydande motstånd vid höga hastigheter re-
dan vid måttliga anfallsvinklar.
I figurerna 6-12 visas några utföringsformer anordningen enligt
uppfinningen. I figur 6 och 7 visas en anordning med en öppning 7
anordnad i nospartiets 1 sida 4 och en öppning 8 i sidan 52 Upp-
ningarna 7, 8 är försedda av en kanal 9, vilken i den visade ut-
föringsformen är anordnad vinkelrät mot nospartiets längdsymmetri-
447 567
axel. Üppningarna 7, 8 befinner sig med sina tyngdpunkter något
under de nämnda längdsymmetriaxeln. Kanalen 9 befinner sig ungefär
på ett-avstånd från nospartiets 1 spets, vilket motsvarar kanalens
9 längd mellan öppningarna 7, 8. I figur 7 visas en anordning en-
ligt uppfinningen, vilkens öppningar, av vilka endast den ena 11
är synlig, befinner sig på halva höjden, d.v.s. har sina tyngdpunk-
ter i ett plan genom längdsymmetriaxeln, vinkelrätt mot symmetri-
planet. I figur 8 visas en lämplig anordning enligt uppfinningen,
med inplacering av öppningar, vilka endast en är synlig, 12, på ett
avstånd från nospartiets 1 spets 10 lika med 1/20 av nospartiets
1 längd. En utföringsform med tre öppningar 13,_14, 15 på ena sidan
och motsvarande symmetriskt placerade öppningar visas i fig. 9,
och fig. 10 visar en öppning 16 i form av en avlång slits,
sträckande sig i längdsymmetriaxelns riktning.
En utföringsform med öppningar 17, 18 försedda med styrbara för-
slutningar 19, 20 visas i figur 11. En linjär motor 21 är anordnad
att vid behov dra förslutningarna 19, 20 inåt i pilarnas 22, 23
riktning, så att förbindelse skapas mellan öppningarna 17, 18 genom
en kanal 24. Då behovet av girmomentkontroll ej längre förelig-
ger, kan öppningarna 17, 1B förslutas genom att den linjära motorn
21 bringas att åter föra förslutningarna 19, 20 mot pilarnas 22, 23
riktning till slutet läge, varigenom öppningarnas 17, 18 motstånds-
höjande verkan, särskilt vid höga hastigheter, undanröja.
En utföringsform, som har karaktären av säkerhetsutrustning visas i
figur 12. Üppningar 25, 26 är här förslutna med förslutningar 27, 28
i ändarna på en kanal 29, som förbinder öppningarna 25, 26. Kanalen
29 är även förbunden med en tryckkälla 30, i vilken exempelvis
befinner sig en initierbar krutladdning. Vid behov bringas denna
att explodera, och det bildade trycket driver ut förslutningarna
27, 28 i pilarnas 31, 32 riktning, varigenom sålunda en tryckut-
jämnande förbindelse skapas mellan nospartiets båda sidor, så att
ett förekommande okontrollerat girmoment elimineras.
Claims (1)
1. 447 567 Patentkrav Anordning vid luftfarkost, företrädesvis för överljudshastig- het, innefattande en central långsträckt kropp med nos, varvid förhållandet mellan nosens längdutsträckning och dess tvär- utsträckning är större än1,5 och luftfarkosten är väsentli- gen symmetrisk kring ett symmetriplan, för girmomentkontroll, d.v.s. upphävande av eventuellt förekommande girmoment kring en axel vinkelrät mot kroppens längdsymmetriaxel, i det nämnda symmetriplanet, vilket girmoment är förorsakat av stokastiskt uppträdande, dsymmetríska kroppsnosluftvírvlar, vid hög an- fallsvinkel oL , d.v.s. vinkel mellan kroppens längdsymmetri- axel och det aktuella vindvektorn vid hastigheter företrädes- vis upp till Mach D,5 k ä n n e t e c k n a d av att öppningar är anordna- de i kroppens nospartis båda sidor, skilda av symmetriplanet, vilka öppningar är så inbördes förenade, att en av de osymmet- riska kroppsnosluftvirvlarna âstadkommen tryckskillnad mellan de båda sidorna utjämnas. Anordning enligt krav 1, k ä n n e t e c k n a d av att öppningarna, seda i en riktning vinkelrät mot längdsymmetri- axeln, i symmetriplanet, parvis är anordnade med sina tyngd- punkter väsentligen på en linje, vinkelrät mot längdsymmetri- axeln. Anordning enligt krav 1 eller 2, k ä n n e t e c k n a d av att öppningarna, sedda i en riktning vinkelrät mot symmetripla- net, parvis är anordnade med sina tyngdpunkter på olika av- stånd från längdsymmetriaxeln, företrädesvis i närheten av denna. Anordning enligt krav 2 eller 3, k ä n n e t e c k n a d av att den nämnda linjen, vinkelrät mot längdsymmetriaxeln, be- finner sig på ett avstånd från nosens spets, väsentligen mot- svarande avståndet mellan ett par öppningar. Poon Qïlëliåï, 447 567 10. 11. Anordning enligt krav 2 eller 3, k ä n n e t e c k n a d av att den nämnda linjen, vínkelrät mot längdsymmetriaxeln be- fiñher sig på ett avstånd från nosens spets motsvarande 0,02 - Û,2'av nosens längd. Anordning enligt något av 1 till 5, k ä n n e t e c k n a d av att öppningarna är cirkulära. Anordning enligt krav 6, k ä n n e t e c k n a d av att öpp- ningarnas diameter är c:a 0,01 gånger nosens längd. Anordning enligt något av krav 1 till 5, k ä n n e t e c k - n a d av att öppningarna har formen av långsträckta slitsar. Anordning enligt krav 8, k ä n n e t e c k n a d av att slitsarnas längdaxel är väsentligen parallell med den nämnda längdsymmetriaxeln. Anordning enligt något av krav 1 till 9, kä n n e t e c k n a d av att öppningarna är försedda med styrbara förslutningar. Anordning enligt krav 10, k ä n n e t e c k n a d av att för- slutningarna är anordnade avlägsningsbara medelst gastryck, företrädesvis åstadkommet genom krutladdningsexplosion.
Priority Applications (4)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SE8503373A SE447567B (sv) | 1985-07-08 | 1985-07-08 | Anordning for girmomentkontroll vid luftfarkoster |
IL79104A IL79104A0 (en) | 1985-07-08 | 1986-06-12 | Device for yawing moment control in aircraft |
EP86201047A EP0209171A3 (en) | 1985-07-08 | 1986-06-17 | A device for yawing moment control for aircraft |
JP61158911A JPS6212498A (ja) | 1985-07-08 | 1986-07-08 | 航空機の偏揺れ制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SE8503373A SE447567B (sv) | 1985-07-08 | 1985-07-08 | Anordning for girmomentkontroll vid luftfarkoster |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
SE8503373D0 SE8503373D0 (sv) | 1985-07-08 |
SE447567B true SE447567B (sv) | 1986-11-24 |
Family
ID=20360843
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SE8503373A SE447567B (sv) | 1985-07-08 | 1985-07-08 | Anordning for girmomentkontroll vid luftfarkoster |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
EP (1) | EP0209171A3 (sv) |
JP (1) | JPS6212498A (sv) |
IL (1) | IL79104A0 (sv) |
SE (1) | SE447567B (sv) |
Families Citing this family (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3804930A1 (de) * | 1988-02-17 | 1989-08-31 | Deutsch Franz Forsch Inst | Flugkoerper |
US5564652A (en) * | 1995-01-03 | 1996-10-15 | The Boeing Compay | Body spoiler for yaw control of a supersonic airplane |
CN113525669B (zh) * | 2021-05-29 | 2023-03-17 | 北京航空航天大学宁波创新研究院 | 一种基于组合扰动的大迎角侧向力控制方法 |
Family Cites Families (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR967606A (fr) * | 1947-06-16 | 1950-11-08 | Nl Vliegtuigenfabriek Fokker N | Perfectionnements aux fuselages d'aéronefs et autres |
US4176813A (en) * | 1977-10-05 | 1979-12-04 | Northrop Corporation | Shark nose for aircraft |
GB8419158D0 (en) * | 1984-07-27 | 1984-08-30 | Secr Defence | Fluid buffet excitation alleviation |
-
1985
- 1985-07-08 SE SE8503373A patent/SE447567B/sv not_active IP Right Cessation
-
1986
- 1986-06-12 IL IL79104A patent/IL79104A0/xx unknown
- 1986-06-17 EP EP86201047A patent/EP0209171A3/en not_active Withdrawn
- 1986-07-08 JP JP61158911A patent/JPS6212498A/ja active Pending
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP0209171A2 (en) | 1987-01-21 |
JPS6212498A (ja) | 1987-01-21 |
EP0209171A3 (en) | 1988-01-27 |
SE8503373D0 (sv) | 1985-07-08 |
IL79104A0 (en) | 1986-09-30 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US20150232138A1 (en) | Devices for controlling the downforce generated by a vehicle | |
SE447567B (sv) | Anordning for girmomentkontroll vid luftfarkoster | |
CN107848619B (zh) | 机翼的流体流动控制 | |
Grafton et al. | Wind-tunnel free-flight investigation of a model of a spin-resistant fighter configuration | |
Smith et al. | Aerodynamic characteristics of a canard-controlled missile at high angles of attack | |
Winchenbach et al. | Subsonic and transonic aerodynamics of a wraparound fin configuration | |
PEAKE et al. | Control of forebody vortex orientation to alleviate side forces | |
Lanser et al. | Forebody flow control on a full-scale F/A-18 aircraft | |
US2922365A (en) | Aerial missile | |
Hodgkin et al. | Forebody flow control for extended high-angle-of-attack maneuvers | |
US4369939A (en) | Article dropping kite | |
Staudacher et al. | Aerodynamic characteristics of a fighter-type configuration during and beyond stall | |
Allegre et al. | Slip effects on supersonic flowfields around NACA 0012 airfoils | |
MALCOLM et al. | Aerodynamic control of aircraft by forebody vortex manipulation | |
JPS6212497A (ja) | 航空機の偏揺れ制御装置 | |
HUANG et al. | Subsonic aerodynamic coefficients of the SDM at angles of attack up to 90 deg | |
Udartsev et al. | Effect of Leading Edge Volumic Shape Vortex Generators on Static Hysteresis of Unmanned Aerial Vehicle Wing | |
Celik et al. | The control of wing rock by forebody blowing | |
Gudaitis et al. | The Coandǎ Effect | |
Suppes | An Insightful Theory of Flight | |
STUETTGEN | Dissipation of vortex power in longitudinal flow on wings(DISSIPATION VON WIRBELSTAERKE IN LAENGSWIRBELN AN TRAGFLAECHEN) | |
Auman et al. | Aerodynamic characteristics of a guided anti-tank missile utilizing a ram air powered control actuation system | |
RU2152585C1 (ru) | Вращающийся по крену снаряд | |
Hebbar et al. | High-angle-of-attack wind-tunnel investigation of a multimission vehicle | |
JP2023079662A (ja) | 飛行安定装置またはそれを取り付けた飛翔体 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
NUG | Patent has lapsed |
Ref document number: 8503373-6 Effective date: 19920210 Format of ref document f/p: F |