Sopad vinge - Swept wing

En B-52 Stratofortress som visar sina svepade vingar.

En svepad vinge är en vinge som vinklar antingen bakåt eller ibland framåt från roten snarare än i en rak sidled.

Sopade vingar har flugits sedan flygets pionjärdagar. Vingsvep i höga hastigheter undersöktes först i Tyskland redan 1935 av Albert Betz och Adolph Busemann och hittade tillämpning strax före slutet av andra världskriget . Det har effekten att fördröja stötvågorna och medföljande luftmotstånd upphov orsakad av vätske kompressibilitet nära ljudhastigheten , förbättra prestandan. Sopade vingar används därför nästan alltid på jetflygplan som är utformade för att flyga med dessa hastigheter. Sopade vingar används också ibland av andra skäl, såsom lågt drag, låg observerbarhet, strukturell bekvämlighet eller pilotsikt.

Termen "svept vinge" används normalt för att "svepa bakåt", men varianter inkluderar svep framåt , variabla svepvingar och sneda vingar där den ena sidan sveper fram och den andra bakåt. Den deltavinge är också aerodynamiskt en form av sopas vinge.

Designegenskaper

För en vinge med ett givet spänning ökar längden på sparsen som löper längs den från rot till spets. Detta tenderar att öka vikten och minska styvheten. Om vingens främre och bakre ackord också förblir densamma, minskar avståndet mellan främre och bakre kanter, vilket minskar dess förmåga att motstå vridningskrafter. En svepad vinge med angivet spann och ackord måste därför förstärkas och kommer att vara tyngre än motsvarande osvept vinge.

En svepad vinge vinklar vanligtvis bakåt från roten snarare än framåt. Eftersom vingarna är gjorda så lätta som möjligt tenderar de att böja sig under belastning. Denna aeroelasticitet under aerodynamisk belastning gör att spetsarna böjer sig uppåt vid normal flygning. Bakåt svep gör att spetsarna minskar deras angreppsvinkel när de böjer sig, minskar deras lyft och begränsar effekten. Framåt svep får tipsen att öka deras angreppsvinkel när de böjer sig. Detta ökar deras lyft som orsakar ytterligare böjning och därmed ännu mer lyft i en cykel som kan orsaka ett rymligt strukturellt fel. Av denna anledning är sopning framåt sällsynt och vingen måste vara ovanligt stel.

Den karakteristiska "svepvinkeln" mäts normalt genom att dra en linje från rot till spets, typiskt 25% av vägen tillbaka från framkanten, och jämföra den med vinkelrätt mot flygplanets längdaxel. Typiska svepvinklar varierar från 0 för ett rakvingat flygplan, till 45 grader eller mer för krigare och andra höghastighetsdesigner.

Aerodynamik

Subsonisk och transonisk flygning

Yakovlev Yak-25 svepte vinge

I den transoniska fasen sveper den svepade vingen också chocken som är längst upp på vingen. Endast hastighetskomponenten vinkelrätt mot chocken påverkas.

När ett flygplan går in i de transoniska hastigheterna strax under ljudets hastighet, sammanstrålar tryckvågorna i samband med subsonisk flygning och börjar träffa flygplanet. När tryckvågorna konvergerar börjar luften framför flygplanet komprimeras. Detta skapar en kraft som kallas vågdrag . Denna vågmotstånd ökar kraftigt tills hela flygplanet är supersoniskt och minskar sedan.

Dock kan chockvågor bildas på vissa delar av ett flygplan som rör sig med mindre än ljudets hastighet. Lågtrycksregioner runt ett flygplan gör att flödet accelererar och vid transoniska hastigheter kan denna lokala acceleration överstiga Mach 1. Lokaliserat överljudsflöde måste återgå till friströmningsförhållandena runt resten av flygplanet, och när flödet kommer in i en ogiltig tryckgradient i vingens akterparti uppstår en diskontinuitet i form av en chockvåg när luften tvingas att snabbt sakta ner och återgå till omgivande tryck.

Med föremål där det plötsligt minskar profilen/tjockleken och den lokala luften expanderar snabbt för att fylla det utrymme som det fasta föremålet tar eller där en snabb vinkelförändring ges till luftflödet som orsakar en tillfällig volymökning/minskning av densitet, en sned chockvåg genereras. Det är därför chockvågor ofta är associerade med den del av ett stridsflygplan cockpit kapell med den högsta lokala krökning, visas direkt bakom denna punkt.

Vid den punkt där densiteten sjunker sjunker den lokala ljudhastigheten på motsvarande sätt och en chockvåg kan bildas. Det är därför som i konventionella vingar bildas chockvågor först efter den maximala tjockleken/ackordet och varför alla flygplan som är utformade för cruising i det transoniska området (över M0.8) har superkritiska vingar som är plattare ovanpå vilket resulterar i minimerad vinkelförändring av flödet till övre ytluften. Vinkelförändringen av luften som normalt ingår i lyftgenerering minskas och denna lyftreduktion kompenseras av djupare böjda nedre ytor åtföljda av en reflexkurva vid bakkanten. Detta resulterar i en mycket svagare stående chockvåg mot baksidan av den övre vingytan och en motsvarande ökning av kritiskt mach -antal.

Stötvågor kräver energi för att bildas. Denna energi tas ut ur flygplanet, som måste ge extra kraft för att kompensera för denna energiförlust. Således ses chockerna som en form av drag . Eftersom chockerna bildas när den lokala lufthastigheten når supersoniska hastigheter finns det en viss " kritisk mach " -hastighet där soniskt flöde först visas på vingen. Det finns en följande punkt som kallas drag divergens mach -nummer där effekten av drag från stötarna blir märkbar. Detta är normalt när chockerna börjar generera över vingen, som på de flesta flygplan är den största kontinuerligt böjda ytan, och därför den största bidragsgivaren till denna effekt.

Att svepa vingen påverkar kroppens krökning, sett från luftflödet, genom cosinus för svepvinkeln. Till exempel kommer en vinge med 45 graders svep att se en effektiv krökning till cirka 70% av dess rakvikt. Detta leder till att den kritiska Mach ökar med 30%. När det appliceras på stora delar av flygplanet, som vingar och empennage , tillåter detta flygplanet att nå hastigheter närmare Mach 1.

En av de enklaste och bästa förklaringarna till hur den svepade vingen fungerar erbjöds av Robert T. Jones : "Antag att en cylindrisk vinge (konstant ackord, incidens etc.) placeras i en luftström i en gaffelvinkel - dvs det är nu, även om den lokala hastigheten för luften på vingens övre yta blir överljudsrik, kan det inte bildas en chockvåg där eftersom det måste vara en svepstöt - svept i samma vinkel som vingen - dvs. Det skulle vara en sned stöt. En sådan sned stöt kan inte bildas förrän den hastighetskomponent som är normal för den blir supersonisk. "

En begränsande faktor vid svepande vingdesign är den så kallade "mellersta effekten". Om en svepad vinge är kontinuerlig-en sned svept vinge kommer svepningen av iso-barerna att svepas i en kontinuerlig vinkel från spets till spets. Men om vänster och höger halva sveps tillbaka lika, som vanligt, möter tryckiso-barerna på vänster vinge i teorin trycket iso-barer på höger vinge på mittlinjen i stor vinkel. Eftersom isobalkarna inte kan mötas på ett sådant sätt tenderar de att kurva på varje sida när de är nära mittlinjen, så att iso-staplarna korsar mittlinjen i rät vinkel mot mittlinjen. Detta orsakar en "unsweeping" av iso-barer i området wing root. För att bekämpa denna otrevliga föreslog och hade den tyska aerodynamikern Dietrich Küchemann föreslagit och testat en lokal inryckning av flygkroppen ovanför och under vingroten. Detta visade sig inte vara särskilt effektivt. Under utvecklingen av Douglas DC-8- flygplanet användes okammade flygplan i vingrotsområdet för att bekämpa de icke-svepande. På samma sätt tillsattes en dekanterad vingrotshandske till Boeing 707 -vingen för att skapa Boeing 720 .

Supersonisk flygning

Vid överljudshastigheter finns en sned stöt framför vingens framkant. Hastighetskomponenten vinkelrätt mot chocken är annorlunda uppströms och nedströms chocken. Hastighetskomponenten parallellt med chocken är densamma på båda sidor av chocken.

Den deltavinge av Convair F-106 Delta Dart är en form av sopas vinge.

Luftflöde vid supersoniska hastigheter genererar lyft genom bildandet av chockvågor, i motsats till mönster av luftflöde över och under vingen. Dessa chockvågor, som i det transoniska fallet, genererar stora mängder drag. En av dessa chockvågor skapas av vingens framkant, men bidrar lite till lyftet. För att minimera styrkan i denna chock måste den förbli "fäst" på framsidan av vingen, vilket kräver en mycket skarp framkant. För att bättre forma de stötar som kommer att bidra till lyft är resten av en idealisk överljudsprofil ungefär diamantformad i tvärsnitt. För låghastighetslyft är samma flygplan mycket ineffektiva, vilket leder till dålig hantering och mycket höga landningshastigheter.

Ett sätt att undvika behovet av en dedikerad supersonisk vinge är att använda en mycket svept subsonisk design. Luftflödet bakom chockvågorna i en rörlig kropp reduceras till subsoniska hastigheter. Denna effekt används inom intag av motorer som är avsedda att fungera i överljudet, eftersom jetmotorer i allmänhet inte kan ta upp supersonisk luft direkt. Detta kan också användas för att minska luftens hastighet sett från vingen, med hjälp av stötarna som genereras av flygplanets näsa. Så länge vingen ligger bakom den konformade chockvågen kommer den att "se" subsoniskt luftflöde och fungera som normalt. Vinkeln som behövs för att ligga bakom konen ökar med ökande hastighet, vid Mach 1.3 är vinkeln cirka 45 grader, vid Mach 2.0 är den 60 grader. Till exempel, vid Mach 1.3 kommer vinkeln på Mach -konen som bildas från flygplanets kropp att vara ungefär sinμ = 1/M (μ är svepvinkeln för Mach -konen)

Generellt är det inte möjligt att ordna vingen så den kommer att ligga helt utanför det supersoniska luftflödet och fortfarande ha god subsonisk prestanda. Vissa flygplan, som den engelska elektriska blixten, är nästan helt inställda för höghastighetsflyg och har mycket svepade vingar som gör liten eller ingen kompromiss för de låghastighetsproblem som en sådan profil skapar. I andra fall tillåter användningen av vingar med variabel geometri , som på Grumman F-14 Tomcat och Panavia Tornado , ett flygplan att flytta vingen för att hålla den i den mest effektiva vinkeln oavsett hastighet, även om nackdelarna med ökad komplexitet och vikt uppstår har lett till att detta är en sällsynt egenskap.

De flesta höghastighetsflygplan har en vinge som tillbringar åtminstone en del av sin tid i det supersoniska luftflödet. Men eftersom chockkonen rör sig mot flygkroppen med ökad hastighet (det vill säga att konen blir smalare), förändras också delen av vingen i det supersoniska flödet med hastighet. Eftersom dessa vingar sveps, eftersom stöt kon rör sig inåt, de lyftvektor rör sig framåt som den yttre, bakre delar av vingen är generera mindre hiss. Detta resulterar i kraftfulla pitchmoment och tillhörande nödvändiga trimändringar.

Nackdelar

Spanvis flöde av gränsskiktet

När en svepad vinge färdas med hög hastighet har luftflödet lite tid att reagera och flyter helt enkelt över vingen nästan rakt framifrån och bakåt. Vid lägre hastigheter luften gör ha tid att reagera, och trycks spännviddvis av vinklade främre kant, i riktning mot vingspetsen. Vid vingroten, vid flygkroppen, har detta liten märkbar effekt, men när man rör sig mot vingspetsen trycks luftflödet spanvis inte bara av framkanten, utan den spanvisa rörliga luften bredvid den. Vid spetsen rör sig luftflödet längs vingen istället för över den, ett problem som kallas spanwise flow .

Lyften från en vinge genereras av luftflödet över den från framsidan till baksidan. Med ökande spänningsmässigt flöde har gränsskikten på vingens yta längre att röra sig, och det är tjockare och mer mottagliga för övergång till turbulens eller flödesavskiljning, också är det effektiva bildförhållandet för vingen mindre och luft "läcker" "runt vingspetsarna minskar deras effektivitet. Det spanvisa flödet på svepade vingar producerar luftflöde som flyttar stagnationspunkten på framkanten av varje enskilt vingsegment längre under framkanten, vilket ökar den effektiva angreppsvinkeln för vingsegment i förhållande till dess närliggande främre segment. Resultatet är att vingsegment längre bakåt fungerar med allt högre angreppsvinklar som främjar tidig stall av dessa segment. Detta främjar spetsstopp på baksvepade vingar, eftersom spetsarna är mest bakåt, medan spetsstopp försenas för framåt svepade vingar, där spetsarna är framåt. Med både framåt och bakåt svepade vingar, kommer vingens baksida att stanna först. Detta skapar ett nästryck på flygplanet. Om detta inte korrigeras av piloten får det planet att kasta upp, vilket leder till att mer av vingen stannar, vilket leder till mer pitch up och så vidare. Detta problem blev känt som sabeldansen med hänvisning till antalet nordamerikanska F-100 supersabrar som kraschade vid landning som ett resultat.

Lösningen på detta problem antog många former. Den ena var tillägget av en fen som kallas ett vingstängsel på vingens övre yta för att omdirigera flödet bakåt; de MiG-15 var ett exempel på ett flygplan utrustat med vingfenor. En annan närbesläktad design var tillägg av ett hundtandspår till framkanten, som finns på Avro Arrow -interceptorn. Andra mönster tog ett mer radikalt tillvägagångssätt, inklusive Republiken XF-91 Thunderceptors vinge som växte bredare mot spetsen för att ge mer lyft på spetsen. Den Handley sida Victor var utrustad med en halvmåne vinge , med väsentlig svep-tillbaka nära vingroten, där vingen var tjockast, och progressivt minska svep längs spännvidden som vingtjockleken minskas mot spetsen.

Moderna lösningar på problemet kräver inte längre "anpassade" mönster som dessa. Tillägget av avancerade lameller och stora sammansatta flikar till vingarna har till stor del löst problemet. På stridsdesigner, tillägg av avancerade förlängningar , som vanligtvis ingår för att uppnå en hög manövrerbarhet, tjänar också till att öka lyft under landning och minska problemet.

Den svepade vingen har också flera problem. Det ena är att för en given vinglängd är det faktiska spännet från spets till spets kortare än samma vinge som inte sopas. Drag med låg hastighet är starkt korrelerat med bildförhållandet , spännvidden jämfört med ackord, så en svepad vinge har alltid mer drag vid lägre hastigheter. En annan oro är vridmomentet som vingen applicerar på flygkroppen, eftersom mycket av vingens lyft ligger bakom den punkt där vingroten ansluter till planet. Slutligen, även om det är ganska enkelt att köra vingens huvudsakliga spars rakt igenom flygkroppen i en rak vingdesign för att använda en enda kontinuerlig metallbit, är detta inte möjligt på den svepade vingen eftersom sparsen möts i vinkel.

Sopteori

Sweep theory är en flygteknisk beskrivning av luftflödets beteende över en vinge när vingens främre kant möter luftflödet i en sned vinkel. Utvecklingen av svepteori resulterade i den svepade vingdesignen som används av de flesta moderna jetflygplan, eftersom denna design fungerar mer effektivt vid transoniska och supersoniska hastigheter. I sin avancerade form ledde svepteori till det experimentella sneda vinge -konceptet.

Adolf Busemann introducerade konceptet med den svepade vingen och presenterade detta 1935 vid 5. Volta-kongressen i Rom. Sopteori i allmänhet var ett föremål för utveckling och undersökning under 1930- och 1940 -talen, men den genombrottande matematiska definitionen av svepteori tillskrivs i allmänhet NACA : s Robert T. Jones 1945. Sopteori bygger på andra teorier om vinglyft. Lyftlinjeteori beskriver lyft som genereras av en rak vinge (en vinge där framkanten är vinkelrät mot luftflödet). Weissinger teori beskriver fördelningen av lyft för en svept vinge, men har inte förmågan att inkludera ackordvis tryckfördelning. Det finns andra metoder som beskriver ackordvisa fördelningar, men de har andra begränsningar. Jones svepteori ger en enkel, omfattande analys av svepade vingprestanda.

För att visualisera grundkonceptet med enkel svepteori, överväg en rak, icke-svepad vinge av oändlig längd, som möter luftflödet i en vinkelrät vinkel. Den resulterande lufttrycksfördelningen motsvarar längden på vingens ackord (avståndet från framkanten till bakkanten). Om vi ​​skulle börja skjuta vingen i sidled ( spanwise ), skulle vingens sidorörelse i förhållande till luften läggas till det tidigare vinkelräta luftflödet, vilket resulterar i ett luftflöde över vingen i en vinkel mot framkanten. Denna vinkel resulterar i att luftflödet rör sig ett större avstånd från framkant till bakkant, och därmed fördelas lufttrycket över ett större avstånd (och följaktligen minskas vid en viss punkt på ytan).

Detta scenario är identiskt med luftflödet som en svepad vinge upplever när den färdas genom luften. Luftflödet över en svept vinge möter vingen i en vinkel. Den vinkeln kan delas upp i två vektorer, en vinkelrätt mot vingen och en parallell med vingen. Flödet parallellt med vingen har ingen effekt på det, och eftersom den vinkelräta vektorn är kortare (vilket betyder långsammare) än det faktiska luftflödet, utövar det följaktligen mindre tryck på vingen. Med andra ord upplever vingen luftflöde som är långsammare - och vid lägre tryck - än flygplanets faktiska hastighet.

En av de faktorer som måste beaktas vid utformning av en höghastighetsvinge är kompressibilitet , vilket är effekten som påverkar en vinge när den närmar sig och passerar genom ljudets hastighet . De betydande negativa effekterna av komprimerbarhet gjorde det till en främsta fråga för flygtekniker. Sopteori hjälper till att mildra effekterna av komprimerbarhet i transoniska och supersoniska flygplan på grund av det minskade trycket. Detta gör att maskinens antal för ett flygplan kan vara högre än det som vingen faktiskt upplever.

Det finns också en negativ aspekt att sopa teori. Hissen som produceras av en vinge är direkt relaterad till luftens hastighet över vingen. Eftersom luftflödeshastigheten som upplevs av en svepad vinge är lägre än vad den faktiska flygplanets hastighet är, blir detta ett problem under faser med långsam flygning, till exempel start och landning. Det har funnits olika sätt att ta itu med problemet, inklusive vingeutformningen med variabel förekomst på Vought F-8 Crusader och svängvingar på flygplan som F-14 , F-111 och Panavia Tornado .

Varianter

Termen "svepad vinge" används normalt för att beteckna "svept bakåt", men andra svepade varianter inkluderar svep framåt , variabla svepvingar och sneda vingar där den ena sidan sveper fram och den andra bakåt. Den deltavinge innefattar också samma fördelar som en del av dess layout.

Svep framåt

LÅT L-13 tvåsitsiga segelflygplan som visar framåt svept vinge

Grumman X-29 experimentflygplan, ett extremt exempel på en framåt svept vinge

Att svepa en vinge framåt har ungefär samma effekt som bakåt när det gäller dragreducering, men har andra fördelar när det gäller låghastighetshantering där spetsproblem helt enkelt försvinner. I detta fall flyter låghastighetsluften mot flygkroppen, som fungerar som ett mycket stort vingstaket. Dessutom är vingarna i allmänhet större vid roten ändå, vilket gör att de kan ha bättre låghastighetslyft.

Detta arrangemang har emellertid också allvarliga stabilitetsproblem. Den bakre delen av vingen kommer att stanna först och orsaka ett pitch-moment som skjuter flygplanet längre in i bås som liknar en svept bakvingesdesign. Således är svepade framåtvingar instabila på ett sätt som liknar problem med låg hastighet för en konventionell svepad vinge. Men till skillnad från svepade bakvingar, kommer tipsen om en framåt svepad design att stanna kvar och behålla rullkontrollen.

Framåt-svepade vingar kan också uppleva farliga böjningseffekter jämfört med akter-svepade vingar som kan förneka spetsens fördel om vingen inte är tillräckligt stel. I akter-svepade konstruktioner, när flygplanet manövrerar vid hög belastningsfaktor vrider vinglastningen och geometrin vingen på ett sådant sätt att det skapar utspolning (spets vrider framkanten nedåt). Detta minskar angreppsvinkeln vid spetsen, vilket minskar böjningsmomentet på vingen, liksom minskar risken för spetsstopp något. Samma effekt på framåtriktade vingar ger emellertid en tvätt-in-effekt som ökar angreppsvinkeln som främjar spetsstopp.

Små sopmängder orsakar inte allvarliga problem och hade använts på en mängd olika flygplan för att flytta sparren till en lämplig plats, som på Junkers Ju 287 eller HFB 320 Hansa Jet . Emellertid var större svep som lämpar sig för höghastighetsflygplan, som jaktplaner, i allmänhet omöjligt förrän införandet av flug med trådsystem som kunde reagera tillräckligt snabbt för att dämpa ut dessa instabiliteter. Den Grumman X-29 var en experimentell teknik demonstrationsprojekt för att testa framåt svepte vinge för ökad manövrerbarhet under 1980-talet. Den Sukhoi Su-47 Berkut är en annan anmärkningsvärd demonstrator flygplan genomförandet av denna teknik för att uppnå höga nivåer av agility. Hittills har ingen starkt svepad design kommit i produktion.

Historia

Tidig historia

De första framgångsrika flygplanen höll fast vid grundutformningen av rektangulära vingar i rät vinkel mot maskinens kropp, men det fanns experimenter som utforskade andra geometrier för att uppnå bättre aerodynamiska resultat. Den svepade vinggeometrin dök upp före första världskriget och var tänkt som ett sätt att tillåta design av säkra och stabila flygplan. Det bästa av dessa mönster påförde en "självdämpande" inneboende stabilitet på en svanslös svepad vinge. Dessa inspirerade flera flygande vingflygplan och några motorflygplan under mellankrigstiden.

En Burgess-Dunne svanslös biplan: svepvinkeln överdrivs av sidled, med utspolning också på vingspetsarna.

Den första som uppnådde stabilitet var den brittiska designern JW Dunne som var besatt av att uppnå inneboende stabilitet under flygning. Han använde framgångsrikt svepade vingar i sitt svansfria flygplan (som avgörande använde tvätt ) som ett sätt att skapa positiv statisk stabilitet i längdriktningen . För ett låghastighetsflygplan kan svepade vingar användas för att lösa problem med tyngdpunkten , för att flytta vingsparan till en mer bekväm plats eller för att förbättra sidovyn från pilotens position. År 1905 hade Dunne redan byggt en modellflygplan med svepade vingar och 1913 hade han konstruerat framgångsrika drivna varianter som kunde korsa Engelska kanalen . Den Dunne D.5 var exceptionellt aerodynamiskt stabil under tiden, och D.8 såldes till Royal Flying Corps ; den tillverkades också under licens av Starling Burgess till United States Navy bland andra kunder.

Dunnes arbete upphörde med krigets början 1914, men därefter togs tanken upp av GTR Hill i England som konstruerade en serie segelflygplan och flygplan enligt Dunnes riktlinjer, särskilt Westland-Hill Pterodactyl- serien. Dunnes teorier mötte dock liten acceptans bland de ledande flygplanskonstruktörerna och flygbolagen vid den tiden.

Tysk utveckling

Adolf Busemann föreslog att Volta-konferensen 1935 skulle använda svepvingar för att minska motståndet vid hög hastighet .

Idén att använda svepade vingar för att minska höghastighetsmotståndet utvecklades i Tyskland på 1930-talet. Vid ett Volta -konferensmöte 1935 i Italien föreslog doktor Adolf Busemann användning av svepade vingar för överljudsflygning . Han noterade att lufthastigheten över vingen dominerades av luftflödets normala komponent, inte friströmningshastigheten, så genom att ställa vingen i en vinkel skulle framhastigheten vid vilken chockvågorna skulle bildas vara högre (samma hade noterats av Max Munk 1924, men inte i samband med höghastighetsflyg). Albert Betz föreslog omedelbart att samma effekt skulle vara lika användbar i det transoniska. Efter presentationen skissade mötet, Arturo Crocco , skämtsamt "Busemanns framtidens flygplan" på baksidan av en meny medan de alla åt. Croccos skiss visade en klassisk 1950 -talsjaktdesign med svepade vingar och svansytor, även om han också skisserade en svepad propeller som driver den.

På den tiden fanns det dock inget sätt att driva ett flygplan till denna typ av hastigheter, och till och med den snabbaste flygplanet i eran närmade sig bara 400 km/h. Presentationen var till stor del av akademiskt intresse och snart glömt. Även anmärkningsvärda deltagare inklusive Theodore von Kármán och Eastman Jacobs mindes inte presentationen 10 år senare när den presenterades för dem igen.

Hubert Ludwieg från High-Speed ​​Aerodynamics Branch vid AVA Göttingen 1939 genomförde de första vindtunneltesterna för att undersöka Busemanns teori. Två vingar, en utan svep, och en med 45 graders svep testades med Mach -siffror 0,7 och 0,9 i vindtunneln 11 x 13 cm. Resultaten av dessa tester bekräftade dragminskningen som sopade vingar erbjuder vid transoniska hastigheter. Resultaten av testerna kommunicerades till Albert Betz som sedan gav dem vidare till Willy Messerschmitt i december 1939. Testerna utökades 1940 till att omfatta vingar med 15, 30 och -45 graders svep och Mach -nummer så höga som 1,21.

Med införandet av jets under senare hälften av andra världskriget blev den svepade vingen alltmer tillämplig för att optimalt tillgodose aerodynamiska behov. Den tyska jetdrivna Messerschmitt Me 262 och raketdrivna Messerschmitt Me 163 led av kompressibilitetseffekter som gjorde båda flygplanen mycket svåra att kontrollera vid höga hastigheter. Dessutom satte hastigheterna dem in i vågdragregimen , och allt som skulle kunna minska detta drag skulle öka prestandan för deras flygplan, särskilt de notoriskt korta flygtiderna som mäts i minuter. Detta resulterade i ett kraschprogram för att introducera nya svepade vingdesigner, både för krigare och bombplan . Den Blohm & Voss P 215 har utformats för att dra full nytta av den svepta ving s aerodynamiska egenskaper; en order om tre prototyper mottogs dock bara några veckor innan kriget tog slut och inga exempel byggdes någonsin. Den Focke-Wulf Ta 183 var en annan svepte vinge fighter design, men också inte producerats före krigets slut. Under efterkrigstiden utvecklade Kurt Tank Ta 183 till IAe Pulqui II , men detta visade sig inte lyckas.

Ett prototyp testflygplan, Messerschmitt Me P.1101 , byggdes för att undersöka designens avvägningar och utveckla allmänna regler om vilken svepvinkel som ska användas. När den var 80% klar, fångades P.1101 av amerikanska styrkor och återvände till USA , där ytterligare två kopior med USA-byggda motorer genomförde forskningen som Bell X-5 . Tysklands krigserfarenhet med de svepade vingarna och dess höga värde för supersonisk flygning stod i stark kontrast till de rådande åsikterna från de allierade experterna i eran, som vanligtvis trodde på omöjligheten för bemannade fordon som reser med sådana hastigheter.

Efterkrigstidens framsteg

Konstnärens intryck av Miles M.52

Under den omedelbara efterkrigstiden forskade flera nationer på höghastighetsflygplan. I Storbritannien, arbete påbörjades under 1943 på Miles M.52 , en höghastighets experimentella flygplan utrustade med en rak vinge som utvecklats tillsammans med Frank Whittle 's Ström Jets företag, Kungliga Aircraft Establishment (RAE) i Farnborough och National Physical Laboratory . M.52 var tänkt att kunna uppnå 1 000 miles per timme (1600 km/h) i jämn flygning, vilket möjliggör att flygplanet potentiellt kan bli det första som överskrider ljudets hastighet i världen. I februari 1946 avbröts programmet plötsligt av oklara skäl. Det har sedan länge erkänts att avbrottet av M.52 var ett stort bakslag i brittiska framsteg inom överljudsdesign.

Ett annat, mer framgångsrikt program var USA: s Bell X-1 , som också var utrustad med en rak vinge. Enligt Miles Chief Aerodynamicist Dennis Bancroft fick Bell Aircraft -företaget tillgång till ritningarna och forskningen på M.52. Den 14 oktober 1947, Bell X-1 utförs den första bemannade ljuds flygning, lotsas av kapten Charles "Chuck" Yeager , som har varit droppe lanseras från bomben bukten en Boeing B-29 Super och uppnås ett rekord hastighet av Mach 1,06 (1 700 km/h; 610 kn). Nyheten om ett framgångsrikt supersoniskt flygplan med rak vinge överraskade många luftfartsexperter på båda sidor av Atlanten, eftersom man alltmer trodde att en svepande design inte bara var mycket fördelaktig utan också nödvändig för att bryta ljudbarriären.

De Havilland DH 108 , en prototyp som svepte flygplan

Under de sista åren av andra världskriget påbörjade flygdesignern Sir Geoffrey de Havilland utvecklingen av de Havilland Comet , som skulle bli världens första jetflygplan. En tidig designhänsyn var om man skulle tillämpa den nya swept-wing-konfigurationen. Således utvecklades ett experimentellt flygplan för att utforska tekniken, de Havilland DH 108 , av företaget 1944, under ledning av projektingenjören John Carver Meadows Frost med ett team av 8–10 ritare och ingenjörer. DH 108 bestod främst av parning av främre flygkroppen på de Havilland Vampire till en svepad vinge och kompakt stubbig vertikal svans; det var den första brittiska svepade vingstråle, inofficiellt känd som "Swallow". Det flög första gången den 15 maj 1946, bara åtta månader efter projektets start. Företagets testpilot och son till byggaren, Geoffrey de Havilland Jr. , flög det första av tre flygplan och fann det extremt snabbt - tillräckligt snabbt för att försöka få ett världshastighetsrekord. Den 12 april 1948 satte en DH108 ett världshastighetsrekord på 973,65 km/h (605 mph), det blev därefter det första jetflygplanet som överskred ljudhastigheten.

Ungefär samma tidsram införde luftdepartementet ett program med experimentflygplan för att undersöka effekterna av svepade vingar, samt deltavingekonfigurationen . Dessutom identifierade Royal Air Force (RAF) ett par föreslagna jaktflygplan utrustade med svepade vingar från Hawker Aircraft och Supermarine , Hawker Hunter respektive Supermarine Swift , och framgångsrikt pressade på att order skulle placeras "från ritbordet" 1950 Den 7 september 1953 slog den enda Hunter Mk 3 (den modifierade första prototypen, WB 188 ) som flög av Neville Duke världens luftfartsrekord för jetdrivna flygplan och uppnådde en hastighet av 727,63 mph (1,171,01 km/h) över Littlehampton , West Sussex . Detta världsrekord stod i mindre än tre veckor innan det slogs den 25 september 1953 av Hunters tidiga rival, Supermarine Swift, som flög av Michael Lithgow.

I februari 1945 började NACA -ingenjören Robert T. Jones titta på mycket svepade deltavingar och V -former och upptäckte samma effekter som Busemann. Han avslutade en detaljerad rapport om konceptet i april, men fann att hans arbete kritiserades hårt av andra medlemmar i NACA Langley , särskilt Theodore Theodorsen, som kallade det "hokus-pokus" och krävde lite "riktig matematik". Emellertid hade Jones redan säkrat en tid för friluftsmodeller under ledning av Robert Gilruth , vars rapporter presenterades i slutet av maj och visade en fyrfaldig minskning av motståndet vid höga hastigheter. Allt detta sammanställdes i en rapport som publicerades den 21 juni 1945, som skickades ut till branschen tre veckor senare. Ironiskt nog hade Busemanns arbete redan vid denna tidpunkt förts vidare.

Det första amerikanska svepflygplanet, Boeing B-47 Stratojet

I maj 1945 nådde den amerikanska operationen Paperclip Braunschweig , där amerikansk personal upptäckte ett antal svepade vingmodeller och en massa tekniska data från vindtunnlarna. En medlem i det amerikanska teamet var George S. Schairer , som vid den tiden arbetade på Boeing -företaget. Han vidarebefordrade omedelbart ett brev till Ben Cohn på Boeing, som meddelade värdet av den svepade vinge -konceptet. Han sa också att Cohn skulle distribuera brevet till andra företag, även om endast Boeing och Nordamerika omedelbart använde det.

Boeing var i färd med att designa B-47 Stratojet , och den ursprungliga modellen 424 var en rak design som liknade B-45 , B-46 och B-48 den tävlade med. Analys av Boeing -ingenjören Vic Ganzer föreslog en optimal svepvinkel på cirka 35 grader. I september 1945 hade Braunschweig-data bearbetats i konstruktionen, som återuppstod som modell 448, en större sexmotorig konstruktion med mer robusta vingar som svepts i 35 grader. Ytterligare en omarbetning flyttade motorerna till fjäderben monterade skida under vingarna på grund av oro för att en inre motor skulle kunna misslyckas potentiellt kan förstöra flygplanet antingen genom eld eller vibrationer. Den resulterande B-47 hyllades som den snabbaste i sin klass i världen under slutet av 1940-talet och avbröt den rakvingade tävlingen. Boeings jettransportformel med svepade vingar och pylonmonterade motorer har sedan dess använts universellt.

I krigare var North American Aviation mitt i arbetet med en rakflygdrevd marinjakt, då känd som FJ-1 ; den överlämnades senare till United States Air Force som XP-86 . Larry Green, som kunde läsa tyska, studerade Busemann-rapporterna och övertygade ledningen om att tillåta en omdesign med början i augusti 1945. F-86A: s prestanda gjorde att den satte det första av flera officiella världshastighetsrekord och uppnådde 671 miles i timmen (1 080 km/h) den 15 september 1948, flygs av major Richard L. Johnson . Med utseendet på MiG-15 skyndades F-86 in i strid, medan rakstrålande jetplan som Lockheed P-80 Shooting Star och Republic F-84 Thunderjet snabbt förflyttades till markattackuppdrag. Några, som F-84 och Grumman F-9 Cougar , gjordes senare om med svepade vingar från rakvingade flygplan. Senare plan, som den nordamerikanska F-100 Super Sabre , skulle vara utformade med svepade vingar från början, även om ytterligare innovationer som efterbrännare, områdesregel och nya kontrollytor skulle vara nödvändiga för att behärska överljudsflygning.

En MiG-15 från det polska flygvapnet

Den Sovjetunionen var också fascinerad över tanken på pilvinge på flygplan, när deras "fångade flygteknik" motsvarigheter till de västra allierade utspridda över den besegrade Tredje riket. Artem Mikoyan blev ombedd av den sovjetiska regeringens luftfartsforskningsavdelning TsAGI att utveckla ett testbäddsflygplan för att undersöka den svepade vingeidén-resultatet var det sena 1945-flugna, ovanliga MiG-8 Utka pusher canard - layoutflygplanet , med dess bakåtvända läge vingar som sveps tillbaka för denna typ av forskning. Den svepade vingen applicerades på MiG-15 , en tidig jetdriven stridsflygplan, vars maximala hastighet på 1 075 km/h (668 mph) utklassade de rakvingade amerikanska jetplanen och kolvmotorerna som ursprungligen utplacerades under Koreakriget . MiG-15 tros ha varit ett av de mest producerade jetplanen ; över 13 000 skulle slutligen tillverkas.

MiG-15, som inte säkert kunde överstiga Mach 0,92, tjänade som grund för MiG-17 , som var utformad för att kunna kontrolleras vid högre Mach-nummer. Dess vinge hade en "sickle sweep" sammansatt form, något liknande F-100 Super Sabre , med en 45 ° vinkel nära flygkroppen och en 42 ° vinkel för den yttre delen av vingarna. Ytterligare ett derivat av designen, betecknat MiG-19 , innehöll en relativt tunn vinge som lämpar sig för överljudsflygning som designades vid TsAGI, Sovjetunionen Central Aerohydrodynamic Institute ; svept tillbaka i en vinkel på 55 grader, den här vingen hade ett enda vingstängsel på varje sida. En specialiserad höghöjdsvariant, Mig-19SV, innehöll bland annat ändringar som justerades för att generera större lyft på högre höjder, vilket hjälpte till att öka flygplanets tak från 17 500 m (57 400 ft) till 18 500 m (60 700 ft).

Tysklands svepade vingforskning tog också sin väg till den svenska flygplanstillverkaren SAAB , påstås via en grupp före detta Messerschmitt-ingenjörer som hade flytt till Schweiz under slutet av 1945. Då var SAAB ivrig efter att göra flygfrämjande framsteg, särskilt inom det nya området av jetdrivning. Företaget införlivade både jetmotorn och den svepade vingen för att producera Saab 29 Tunnan -jaktplan; den 1 september 1948 genomförde den första prototypen sin jungfrutflygning, som flögs av den engelska testpiloten S/L Robert A. 'Bob' Moore, DFC och bar, även om den inte var välkänd utanför Sverige, var Tunnan den första västeuropeiska kämpen som introduceras med en sådan vingkonfiguration. Parallellt utvecklade SAAB också ett annat svepvingeflygplan, Saab 32 Lansen , främst för att fungera som Sveriges vanliga attackflygplan. Dess vinge, som hade en 10 procent laminär profil och en 35 ° svepning, innehöll trekantiga staket nära vingrötterna för att förbättra luftflödet när flygplanet flögs med en hög attackvinkel . Den 25 oktober 1953 uppnådde en SAAB 32 Lansen ett Mach -antal på minst 1,12 i en grund dykning som översteg ljudspärren .

Den Avro Vulcan , flyger på Farnborough , 1958.

De dramatiska framgångarna för flygplan som Hawker Hunter, B-47 och F-86 förkroppsligade den omfattande acceptansen av den svepade vingforskningen från Tyskland. Så småningom skulle nästan alla avancerade designansträngningar innehålla en svepad vingkonfiguration. Den klassiska Boeing B-52, designad på 1950-talet, fortsätter att fungera som en hög-subsonisk långdistansbombare trots utvecklingen av den trippelsoniska nordamerikanska B-70 Valkyrie , supersoniska swing-wing Rockwell B-1 Lancer , och flygande vingdesigner. Medan sovjeterna aldrig matchade prestandan för Boeing B-52 Stratofortress med ett jetflygplan, interkontinentala Tupolev Tu-95 turbopropbombplan med sin topp jetklass topphastighet på 920 km/h, som kombinerar svepade vingar med propellerdrivning, också förblir i drift idag och är det snabbaste propellerdrivna produktionsflygplanet. I Storbritannien konstruerades en rad sopade bombplan, dessa är Vickers Valiant (1951), Avro Vulcan (1952) och Handley Page Victor (1952).

I början av 1950 -talet byggdes nästan varje ny fighter antingen om eller konstruerades från grunden med en svepad vinge. Vid 1960 -talet antog de flesta civila jets också sopade vingar. Den Douglas A-4 Skyhawk och Douglas F4D Skyray var exempel på deltavingar som också har svepte framkanter med eller utan svans. De flesta tidiga transoniska och supersoniska konstruktioner som MiG-19 och F-100 använde långa, mycket svepade vingar. Svepade vingar skulle nå Mach 2 i den pilvingade BAC Lightning och stubbiga vingade Republic F-105 Thunderchief , som visade sig vilja ha förmåga att vända i Vietnamkamp. I slutet av 1960-talet kom F-4 Phantom och Mikoyan-Gurevich MiG-21 som båda använde varianter på svansade deltavingar att dominera frontlinjens flygvapen. Variabla geometrivingar användes på amerikanska F-111 , Grumman F-14 Tomcat och sovjetiska Mikoyan MiG-27 , även om idén skulle överges för den amerikanska SST-designen. Efter 1970-talet har de flesta nyare generationskrigare optimerade för att manövrera luftkamp sedan USAF F-15 och sovjetiska Mikoyan MiG-29 använt relativt korta span fasta vingar med relativt stort vingeområde.

Se även

• Delta vinge
• Theodore von Kármán , först med att inse vikten av den svepade vingen
• Trapezformad vinge
• Vinge konfiguration

Referenser

Citat

Bibliografi

Vidare läsning

• "The High-speed Shape: Pitch-up and palliatives adopt on swept-wing aircraft" , Flight International , 2 januari 1964

externa länkar

• Sopade vingar och effektiv dihedral
• Utvecklingen av svepade vingar
• Enkel svepteori matematik
• Avancerad matematik av svepade och sneda vingar
• L-39- och svepvingesforskningen
• Sopa teori i en 3D -miljö
• CFD-resultat visar den tredimensionella supersoniska bubblan över vingen på en A 320. Ytterligare ett CFD-resultat som visar MDXX och hur chocken försvinner nära flygkroppen där aerofoilen är smalare