Stora tråden om aerodynamik för stridsflyg

Eftersom alla trådar om diverse stridsflyg spårar ur så kan det vara på sin plats att samla faktiska data här. Mitt förslag är att vi har en mindre formell struktur än i stealthtråden.

För att förenkla mods arbete så rekommenderar jag följande struktur på "kapitel":

Rubrik för ämnet i inlägget (så att mod kan indexera det i listan nedan).

Kort förklaring tillsammans med eventuell formel

Räkneexempel

Övrigt

Källhänvisning (kan även ske löpande om det passar bättre).

Detta gör att inläggen i sig själva blir goda referenser för diskussioner i övriga trådar. T.ex har vi Janne3x som kommenterar begränsningarna med fasta luftintag i Gripentråden. Detta är ett typiskt ämne som skulle gå att återvinna och ett exempel på där de faktiska begränsningarna kan diskuteras på ett normalt sätt utan fanboyism då resultaten ska vara applicerbara på alla flygplan. Samma gäller effekten av ökad dragkraft i motorn.




Läslista i ämnet: (Fritt för mod att uppdatera)

USN FLIGHT TEST MANUAL, innehåller typ... allt. Riktigt bra start.

USN FLIGHT TEST MANUAL - C1 INTRODUCTION
USN FLIGHT TEST MANUAL - C2 PITOT STATIC SYSTEM PERFORMANCE
USN FLIGHT TEST MANUAL - C3 STALL SPEED DETERMINATION
USN FLIGHT TEST MANUAL - C4 LEVEL FLIGHT PERFORMANCE
USN FLIGHT TEST MANUAL - C5 EXCESS POWER CHARACTERISTICS
USN FLIGHT TEST MANUAL - C6 TURN PERFORMANCE AND AGILITY
USN FLIGHT TEST MANUAL - C7 CLIMB PERFORMANCE
USN FLIGHT TEST MANUAL - C8 DESCENT PERFORMANCE
USN FLIGHT TEST MANUAL - C9 TAKEOFF AND LANDING PERFORMANCE
USN FLIGHT TEST MANUAL - C10 STANDARD MISSION PROFILES

Energihantering för en jaktrobot:
Från keypub, extremt väl formulerat exempel ursprungligen skrivet av Cola.
Troligtvis det bästa jag läst i ämnet (kommer finnas återgivet nedan)

Grunder aerodynamik:
Förklarar sambandet lufttryck, hastighet mm., formeln för lyftkraft är mkt bra som referens.
Forts: http://en.wikipedia.org/wiki/Lift_coefficient

Räkneexempel för bibehållen svängprestanda (inkluderar bank angle, viktens påverkan med mycket formler och fakta mm)
Del 1, F35 vs F16
Del 2, F35 vs F16
Del 3, F35 vs F16

Kalkylator för detsamma: http://www.pilotfriend.com/calcs/calculators/bankangle_calculator.htm

Utvalda inlägg/kapitel: (här hoppas jag att mod fyller på)

Svängprestanda och G-krafter (väldigt basic)


Slutnot: Hoppas att vi blir ett gäng som fyller på här.

Svängprestanda och G-krafter

Hur snabb är en 180 graders sväng i 9G vid 500m/s?

Formeln är a = V²/r där...
a = G-krafter x gravitationskonstant (i detta fall 9G x 9,8)
v = hastighet i m/s (i detta fall 500m/s)
r = radien

Detta ger oss 9 x 9,8 = 500²/r -> r = 500²/(9x9,8) = 250'000 / 88,2 -> r = 2'834m

Radien är således 2,8km. Halvcirkeln, eller flygsträckan är som bekant 2r x π så hälften av det blir 2,8π eller 8,8km i flygsträcka.

8,8km i 500m/s tar 17,6 sekunder och piloten drar 20,5 grader per sekund.

Är det någon som har en bra modell för att få fram hur faktisk flygprestanda påverkas av lufttätheten? Enligt formeln för lyftkraft så ska ju svängprestandan vara direkt relativ till lufttätheten men i praktiken ger tex en reduktion i lufttätheten på 80% försämrad svängprestandan med ca 25-50%.

Då vi pratar om flera G i kraft så kan inte "thrust lift" i kapitel 6 vara hela förklaringen.

Kan det vara så att flygplanen tack vare det lägre lufttrycket får lägre luftmotstånd vilket gör att man klarar högre alfa--> mer lyftkraft utan att blöda ut mer energi?

(Se lift coefficient vs drag coefficient)

Har någon bra info om det?

Hmm... Hur är svängprestanda definierat?

Vi har ju det fundamentala sambandet om rörelsemängd (momentum). Dvs ska man göra en sväng i 90 grader så måste vingarna leverera de krafter som dels behövs för att retardera planet i den ursprungliga riktningen och dels för att accelerera det i den nya riktningen. (I det senare fallet får man hjälp av motorn). Krafterna ska till nivå och varaktighet räcka till (tillräcklig impuls) och energiförlusten som blir i svängen (turbulens mm) ska kunna ersättas av motorn som ges ett större pådrag i svängen.

Men hur är alltså svängprestanda definierat?

Det anges som grader per sekund eller G och bygger på aerodynamisk lyftkraft i önskad riktning (det är största effekten).

Och där får vi att lyftkraften är hastigheten² x luftens densitet x lyftkoefficienten (och arean vilken inte ändras för samma flygplan) till detta adderas "thrust lift" (se c6 i boken i läslistan och sök thrust lift), sen ska väl även retardation räknas in någonstans. Jag tror dock att de sista två är marginella effekter.

Svängprestandan räknas vid neutralt energiläge, dvs där man inte blöder energi genom att svänga.

Här ser vi skillnaden i lyftkoefficienten vid olika alfavinklar för en "standardvinge" i underljudshastighet (detta tror jag är nyckeln).
http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/d/d1/Lift_curve.svg
Eller med två verkliga exempel:
http://www.aerospaceweb.org/question/aerodynamics/lift/lift-tat.gif

Så genom att höja alfan från 5 - 20 grader så ökas lyftkoefficienten från 0,25 till 1 eller den ökar med 300% för en Lightning.

Så nästa steg borde vara att spana in luftmotsåndet eller Cd (som är begränsande för bibehållen svängprestanda, exempelvärden nedan)
http://www.free-online-private-pilot-ground-school.com/images/lift_angle_attack.gif
http://www.aerospaceweb.org/question/aerodynamics/q0184.shtml (värden för BAC Lightning)

Så om lufttrycket minskar 80% så innebär det att lyftkraften vid samma alfa och hastighet är 20% av vad den var på lägre höjd. Dock är luftmotståndet minskat med 80% vilket innebär att man kan öka Cd med 400% så att den blir max Cd x 5 (kommer ur att Cd = (Cd max)/0,2)

Enligt standardexemplet ovan så innebär det...
Att man kan gå från en [Cd max] på 0,035 vid 5 graders alfa till 0,175 eller 16 graders alfa. Detta ger en Cl på [Cl vid 16 graders alfa]/[Cl för 5 graders alfa] => 1,35 / 0,42 eller en ökning med 221% i Cl eller att Cl vid högre höjd blir 3,21:1 jämfört med den lägre höjden.

Så när detta ska in i lyftkraftsformeln överst i inlägget så betyder det att man når 0,2*3,21 = 64,2% av svängprestandan trots att 80% av luften är borta.



Jämför vi kända värden för t.ex F4 så får vi följande facit:
http://forums.airforce.ru/attachments/holodnaya-voina/7569d1183809027-f-4e-sustained-turn.gif/ (F4 sustained turns)
http://usatoday30.usatoday.com/weather/wstdatmo.htm (lufttäthet)
(vi antar liknande Cd och Cl-förändringar som för BAC Lightning)


10'000 fot, 11,5 grader per sekund med lufttäthet på 0.41kg/m³ resp 8,4 grader per sekund vid 20'000 fot med lufttäthet på 0.088.

Det innebär att svängprestandan faller 27% och lufttätheten faller 79%.

Lyftkraften i önskad riktning för F4 vid 0,8 mach (322m/s +/-6m/s) ska gå från 5,5G till 4G eller från 5,5*9,8 = 54m/s till 4*9,8 = 39 m/s. Vi förutsätter 5 graders alfa.

Det bör innebära att den klarar en Cd på 3,7 av den ursprungliga vilket enligt BAC-värdena blir 13 grader högre alfa => 2,6 ggr högre Cl => 4 x 0,2 = 52 vilket ger 52% av lyftkraften istället för 73%. F4 har dock mindre vingsvep än BAC lightning vilket innebär att en BAC lightning har större motstånd.

Är det här rätt spår?

Har inte gått igenom all text, men jag misstänker att farten är avsevärt högre där luften är tunn. Det handlar ju om maximal svängprestanda och den skiljer väl inte så mycket om man räknar i G eller i grader/sekund, oavsett höjd. Man kan ju dra i spaken tills vingarna nästan knäcks, oavsett.

Men räknar man i svängradie så är den nog avsevärt större uppe på hög höjd.

Bibehållen svängprestandan är ju det intressanta och då är ju farten densamma. (Eng sust turn)

Skillnaden i resultat om man räknar svängprestanda i grader per sekund eller G är exakt lika stor som skillnaden i fart vid de två mätpunkterna.

Mitt resultat är i bästa fall 25-30% kort om verkligheten om man räknar med vanliga lyftformeln och det känns inte tillräckligt. Jag undrar om man måste ta hänsyn till bank angle också? Räkneexempel finns i elements of power F35 vs F16 och kanske på svenska om jag har tiden ikväll.

Hur mycket energi man tappar i svängen har också stor betydelse för svängprestanda eftersom energiförluster måste kompenseras med motorkraft, och all motorkraft försämrar svängprestandan i och med kraftvektorn.

Canard-plan med Viggen först i ledet (första canardplanet med denna effekt) har den effekten att man ökar lyftkraften i huvudvingen vid en snäv sväng vilket gör att planet "sladdar" mindre i kurvan. Plan med höjdroder får sämre lyftkraft i huvudvingen vid samma manöver och förlorar alltså mer energi i kurvan.

Det finns någon video som jag dock inte hittar på Youtube just nu som visar skillnaden mellan Gripen och Draken vid samma samma sväng och gaspådrag där man ser hur mycket fart Draken tappar jämfört med Gripen.

Men "sustained turn" innebär ju att man kompenserar energiförlusten med motorpådrag under svängen. Svängprestanda anges ju för "sustained turn". Som jag förstått det så står det ingenstans att det är samma fart i tjock luft som i tunn luft, det framgår bara att det är samma fart under svängen.

F ö, en skridskoåkare eller ett tåg tappar mycket lite energi medan ett flygplan eller en bil med handbromssladd tappar massa energi. I svängarna alltså.

Det finns ju också en gräns för hur mycket gaspådrag man kan ha i svängen. Dels innan motorn börjar pumpa pga att insugen inte klarar att få in tillräckligt med luft, dels för att motorn har en max effekt och en sväng kan vara nog så energikrävande. Då kan man inte bibehålla hastigheten i "sustained turn".

Skillnaden mellan canard och konventionella plan kan jämföras med skridskoåkaren/tåget och bilen med handbromssladd. Det går att få så mycket mindre förluster i svängarna med canardplan att det kommer att göra en stor skillnad. F-35 t.ex. är ganska ineffektiv i svängar och har energiförluster i nivå med Draken.

AERODYNAMIK
Grabbar:

Jag skrev i F35/RAND tråden om följande alldeles nyss. En lite förklaring vore trevligt. Är inte hundra med och behöver lite experthjälp...

"Buffet and transonic roll-off—wing drop in high-speed turns, associated with asymmetrical movements of shock waves—still affect all variants of the JSF, despite control law changes. The program will conduct flight tests this year to assess the problem, but has now reached a limit on what can be done with control laws, Gilmore reports. Further changes would degrade maneuverability or overload the structure."

Någon form av instabilitet i svängar i transsoniska området. (Styrlagar är ett begrepp inom reglertekniken). Påstår mig dock inte vara expert.