Ero sivun ”Yliäänikone” versioiden välillä
| [arvioimaton versio] | [arvioimaton versio] |
Ei muokkausyhteenvetoa |
Ei muokkausyhteenvetoa |
||
| Rivi 1: | Rivi 1: | ||
[[Kuva:Supersonic aircraft breaking sound barrier.jpg|thumb|300px|[[F/A-18 Hornet]] rikkoo äänivallin]] |
[[Kuva:Supersonic aircraft breaking sound barrier.jpg|thumb|300px|[[F/A-18 Hornet]] rikkoo äänivallin]] |
||
'''Yliäänikone''' eli '''yliääni[[lentokone]]''' eli '''ylisooninen lentokone''' pystyy lentämään ainakin hetkellisesti vaakalentoa [[äänen nopeus|äänen nopeutta]] suuremmalla nopeudella. |
'''Yliäänikone''' eli '''yliääni[[lentokone]]''' eli '''ylisooninen lentokone''' pystyy lentämään ainakin hetkellisesti vaakalentoa [[äänen nopeus|äänen nopeutta]] suuremmalla nopeudella. |
||
Pääosa näistä yliääninopeuden saavuttavista lentokoneista on sotilaslentokoneita. Poikkeuksen tekivät vain neuvostoliittolainen [[Tupolev Tu-144]] ja ranskalais-englantilainen [[Concorde]] matkustajakoneet, joiden molempien käyttö on taloudellisesti kannattamattomina lopetettu. Jos kone pystyy ylittämään äänivallin vaakalennossa ilman jälkipolttoa, niin siitä käytetään nimitystä supercruiser. Tu-144 ja Concorde lensivät useita tunteja kaksinkertaisella äänennopeudella ilman jälkipolttoa. Hävittäjälentokoneet pystyvät yleensä lentämään yliääninopeudella vain enintään muutamia kymmeniä minuutteja. |
|||
| ⚫ | Yliääninopeudella lentämisen ongelmat alkoivat |
||
===Ongelmia 1940-luvun hävittäjissä=== |
|||
| ⚫ | Yliääninopeudella lentämisen ongelmat alkoivat ilmestyä toisen maailmansodan alussa nopeimpien koneiden siipien ja potkurien lapojen kohdatessa syöksyssä ilman kokoonpuristumisesta johtuvia ongelmia. Paikallisesti virtaus oli ylisooninen. Syntyvä paineaalto aiheutti koneeseen tärinää (buffeting-ilmiö) ja ohjainten tehottomuutta. |
||
Englantilainen hävittäjäkone Hawker Typhoon oli [[Royal Air Force|RAF]]:in koneista se, jossa ongelmaa puitiin eniten. Sen siipi oli 18 % paksu (siipi/jänne), jotta siipeen sopi riittävän lujuuden takaava siipisalko, tarpeeksi polttoainetta ja 4 tykkiä. Amerikkalaisen Mustang-hävittäjän siipiprofiili oli 1930-luvulla kehitetty laminaariprofiili. Vaikka sekin oli paksu, sen paksuin kohta oli paljon taaempana kuin Typhoonin siivessä. Spitfire Mk XI lensi nopeudella [[Mach]] 0,92 ilman transsoonisen lennon ongelmia – sen siipi oli vain 13 % paksu. |
Englantilainen hävittäjäkone Hawker Typhoon oli [[Royal Air Force|RAF]]:in koneista se, jossa ongelmaa puitiin eniten. Sen siipi oli 18 % paksu (siipi/jänne), jotta siipeen sopi riittävän lujuuden takaava siipisalko, tarpeeksi polttoainetta ja 4 tykkiä. Amerikkalaisen Mustang-hävittäjän siipiprofiili oli 1930-luvulla kehitetty laminaariprofiili. Vaikka sekin oli paksu, sen paksuin kohta oli paljon taaempana kuin Typhoonin siivessä. Spitfire Mk XI lensi nopeudella [[Mach]] 0,92 ilman transsoonisen lennon ongelmia – sen siipi oli vain 13 % paksu. |
||
| Rivi 8: | Rivi 11: | ||
Yhdysvaltain Lockheed P-38 Lightning hävittäjälentokone kohtasi syöksyssä samanlaisia ongelmia. Koneen korkeusperäsin oli suurella nopeudella syöksyessä hyvin tehoton. Siihen asennettiin "syöksyjarru" (''dive recovery flap''), jolla muutettiin virtausta s.e. ohjattavuus palautui. Toinen amerikkalainen kone, jossa esiintyi suurilla nopeuksilla ilman kokoonpuristuvuusongelmia oli [[Republic P-47]] Thunderbolt. Sekin varustettiin "syöksyjarrulla" kuten P-38. |
Yhdysvaltain Lockheed P-38 Lightning hävittäjälentokone kohtasi syöksyssä samanlaisia ongelmia. Koneen korkeusperäsin oli suurella nopeudella syöksyessä hyvin tehoton. Siihen asennettiin "syöksyjarru" (''dive recovery flap''), jolla muutettiin virtausta s.e. ohjattavuus palautui. Toinen amerikkalainen kone, jossa esiintyi suurilla nopeuksilla ilman kokoonpuristuvuusongelmia oli [[Republic P-47]] Thunderbolt. Sekin varustettiin "syöksyjarrulla" kuten P-38. |
||
===Tutkimusta ja teoriaa=== |
|||
Jo ennen toista maailmansotaa Saksassa ylisoonista virtausta tutki mm. Adolf Busemann ja Albert Betz Göttingenissä. Betz ehdotti nuolikulmaista siipeä 1935. |
Jo ennen toista maailmansotaa Saksassa ylisoonista virtausta tutki mm. Adolf Busemann ja Albert Betz Göttingenissä. Betz ehdotti nuolikulmaista siipeä 1935. |
||
Ylisooninen lento nähtiin niin vaikeaksi, että alettiin puhua [[äänivalli]]sta, joka olisi vaikea murtaa tai ylittää. Lentokoneen vastus kasvoi äänen nopeutta lähestyttäessä (alkaen nopeudella 0,7-0,8 Mach jolloin ilman kokoonpuristuvuus alkaa näkyä), tiivistysaallot aiheuttivat tärinää ja ohjaamisvaiheuksia ja siiven painejakauma muuttui s.e. koneen nokka-alas momentti kasvoi. Esim. konekiväärien luodit lähtivät kolminkertaisella äänennopeudella, mutta niissä ja ohjuksissa ei tarvinnut pohtia nostovoimaa ja siitä aiheutuneita momentteja. |
Ylisooninen lento nähtiin niin vaikeaksi, että alettiin puhua [[äänivalli]]sta, joka olisi vaikea murtaa tai ylittää. Lentokoneen vastus kasvoi äänen nopeutta lähestyttäessä (alkaen nopeudella 0,7-0,8 Mach jolloin ilman kokoonpuristuvuus alkaa näkyä), tiivistysaallot aiheuttivat tärinää ja ohjaamisvaiheuksia ja siiven painejakauma muuttui s.e. koneen nokka-alas momentti kasvoi. Esim. konekiväärien luodit lähtivät kolminkertaisella äänennopeudella, mutta niissä ja ohjuksissa ei tarvinnut pohtia nostovoimaa ja siitä aiheutuneita momentteja. |
||
Alisoonisella nopeudella lentokoneen siiven painekeskiö on 25 % siiven etureunasta taaksepäin, ylisoonisessa lennossa 50 % siiven etureunasta. |
Alisoonisella nopeudella lentokoneen siiven painekeskiö on 25 % siiven etureunasta taaksepäin, ylisoonisessa lennossa 50 % siiven etureunasta. Siiven painekeskiö on aliääninopeudella likimain 25% (siiven jänteen pituudesta) siiven etureunasta taaksepäin, se siirtyy yliääninopeudella 50% kohdalle. Tämä aikaansaa muutoksen siiven lentokoneen nokkaa alaspäin kääntävään momenttiin. Painopisteen ja aerodynaamisen keskiö välinen etäisyys kasvaa, joka tekee koneen ohjattavuuden kankeammaksi. |
||
Koneen siipi piti mitoittaa ylisoonisen nopeuden mukaan, joka suurensi lentoonlähtö- ja laskeutumisnopeutta. Kiitotiet pidentyivät tämän takia. |
|||
Siiven profiilin ohuus ja nuolikulmassa oleva siipi vähentävät näitä ongelmia. Eräs keino tehdä suurnopeuslentokone, jolla on siedettävän alhainen nousu- ja laskunopeus on käyttää kääntyvää siipeä (VG, variable geometry). Tämä on ollut ratkaisuna esim. [[MiG-23]] ja F-14 koneissa. |
Siiven profiilin ohuus ja nuolikulmassa oleva siipi vähentävät näitä ongelmia. Eräs keino tehdä suurnopeuslentokone, jolla on siedettävän alhainen nousu- ja laskunopeus on käyttää kääntyvää siipeä (VG, variable geometry). Tämä on ollut ratkaisuna esim. [[MiG-23]] ja F-14 koneissa. |
||
| Rivi 17: | Rivi 23: | ||
Deltasiipi oli käytössä Alexander Lippischin suunnittelemassa Me 163B Komet-rakettihävittäjässä. Se lensi enintään Mach 0,83 nopeudella. Myöhemmin deltasiipi oli suosittu monissa hävittäjissä, esim. MiG-21, Mirage ja Draken. |
Deltasiipi oli käytössä Alexander Lippischin suunnittelemassa Me 163B Komet-rakettihävittäjässä. Se lensi enintään Mach 0,83 nopeudella. Myöhemmin deltasiipi oli suosittu monissa hävittäjissä, esim. MiG-21, Mirage ja Draken. |
||
Suurella ylisoonisella nopeudella lentävistä koneista nopein kaasuturbiinilla varustettu kone on [[SR-71]]-tiedustelukone. Sen rakenteessa on otettu huomioon merkittävä ilman kitkan aiheuttama rakenteiden kuumeneminen. Rakenteet ovat ennen lento "kylmänä" niin väljät, että esim. polttoainetankit vuotavat. Lentokone on maalattu kuumaa kestävällä maalilla, jotta se säteilisi lämpöä pois pinnasta mahdollisimman tehokkaasti. Korkean lentokorkeuden takia se joutuu käyttämään erikoiskerosiinia, jotta se haihtuminen alhaisessa ilmanpaineessa ei kasva liian suureksi. Ylipäätään lentokoneet eivät pysty saavuttamaan suurta ylisoonista nopeutta malatalalla lentokorkeudella suuren vastuksen takia. |
|||
Suurella ylisoonisella nopeudella lentävistä koneista nopein kaasuturbiinilla varustettu kone on [[SR-71]]-tiedustelukone. |
|||
===Ylisooninen matkustajakone=== |
|||
1960-luvun lopussa ja vielä 1970-luvulla pohdittiin nopeita matkustajakoneita. [[Boeing]] luopui näistä kaavailuista ensimmäisenä. Mm. englantilainen BAC-yhtiö pohti 500-paikkaisen 5-kertaisella äänennopeudella lentävää lentokonetta 1975. [[NASA]] palasi tähän teemaan 1980-luvulla NASP-koneessa. [[Avaruussukkula]]t ja [[X-15]]-koekoneet ovat hypersoonisista lentokoneista, joiden lentonopeus on yli Mach 5, ainoat operatiiviset. |
1960-luvun lopussa ja vielä 1970-luvulla pohdittiin nopeita matkustajakoneita. [[Boeing]] luopui näistä kaavailuista ensimmäisenä. Mm. englantilainen BAC-yhtiö pohti 500-paikkaisen 5-kertaisella äänennopeudella lentävää lentokonetta 1975. [[NASA]] palasi tähän teemaan 1980-luvulla NASP-koneessa. [[Avaruussukkula]]t ja [[X-15]]-koekoneet ovat hypersoonisista lentokoneista, joiden lentonopeus on yli Mach 5, ainoat operatiiviset. |
||
Versio 3. marraskuuta 2005 kello 19.26
Yliäänikone eli yliäänilentokone eli ylisooninen lentokone pystyy lentämään ainakin hetkellisesti vaakalentoa äänen nopeutta suuremmalla nopeudella.
Pääosa näistä yliääninopeuden saavuttavista lentokoneista on sotilaslentokoneita. Poikkeuksen tekivät vain neuvostoliittolainen Tupolev Tu-144 ja ranskalais-englantilainen Concorde matkustajakoneet, joiden molempien käyttö on taloudellisesti kannattamattomina lopetettu. Jos kone pystyy ylittämään äänivallin vaakalennossa ilman jälkipolttoa, niin siitä käytetään nimitystä supercruiser. Tu-144 ja Concorde lensivät useita tunteja kaksinkertaisella äänennopeudella ilman jälkipolttoa. Hävittäjälentokoneet pystyvät yleensä lentämään yliääninopeudella vain enintään muutamia kymmeniä minuutteja.
Ongelmia 1940-luvun hävittäjissä
Yliääninopeudella lentämisen ongelmat alkoivat ilmestyä toisen maailmansodan alussa nopeimpien koneiden siipien ja potkurien lapojen kohdatessa syöksyssä ilman kokoonpuristumisesta johtuvia ongelmia. Paikallisesti virtaus oli ylisooninen. Syntyvä paineaalto aiheutti koneeseen tärinää (buffeting-ilmiö) ja ohjainten tehottomuutta.
Englantilainen hävittäjäkone Hawker Typhoon oli RAF:in koneista se, jossa ongelmaa puitiin eniten. Sen siipi oli 18 % paksu (siipi/jänne), jotta siipeen sopi riittävän lujuuden takaava siipisalko, tarpeeksi polttoainetta ja 4 tykkiä. Amerikkalaisen Mustang-hävittäjän siipiprofiili oli 1930-luvulla kehitetty laminaariprofiili. Vaikka sekin oli paksu, sen paksuin kohta oli paljon taaempana kuin Typhoonin siivessä. Spitfire Mk XI lensi nopeudella Mach 0,92 ilman transsoonisen lennon ongelmia – sen siipi oli vain 13 % paksu.
Yhdysvaltain Lockheed P-38 Lightning hävittäjälentokone kohtasi syöksyssä samanlaisia ongelmia. Koneen korkeusperäsin oli suurella nopeudella syöksyessä hyvin tehoton. Siihen asennettiin "syöksyjarru" (dive recovery flap), jolla muutettiin virtausta s.e. ohjattavuus palautui. Toinen amerikkalainen kone, jossa esiintyi suurilla nopeuksilla ilman kokoonpuristuvuusongelmia oli Republic P-47 Thunderbolt. Sekin varustettiin "syöksyjarrulla" kuten P-38.
Tutkimusta ja teoriaa
Jo ennen toista maailmansotaa Saksassa ylisoonista virtausta tutki mm. Adolf Busemann ja Albert Betz Göttingenissä. Betz ehdotti nuolikulmaista siipeä 1935.
Ylisooninen lento nähtiin niin vaikeaksi, että alettiin puhua äänivallista, joka olisi vaikea murtaa tai ylittää. Lentokoneen vastus kasvoi äänen nopeutta lähestyttäessä (alkaen nopeudella 0,7-0,8 Mach jolloin ilman kokoonpuristuvuus alkaa näkyä), tiivistysaallot aiheuttivat tärinää ja ohjaamisvaiheuksia ja siiven painejakauma muuttui s.e. koneen nokka-alas momentti kasvoi. Esim. konekiväärien luodit lähtivät kolminkertaisella äänennopeudella, mutta niissä ja ohjuksissa ei tarvinnut pohtia nostovoimaa ja siitä aiheutuneita momentteja. Alisoonisella nopeudella lentokoneen siiven painekeskiö on 25 % siiven etureunasta taaksepäin, ylisoonisessa lennossa 50 % siiven etureunasta. Siiven painekeskiö on aliääninopeudella likimain 25% (siiven jänteen pituudesta) siiven etureunasta taaksepäin, se siirtyy yliääninopeudella 50% kohdalle. Tämä aikaansaa muutoksen siiven lentokoneen nokkaa alaspäin kääntävään momenttiin. Painopisteen ja aerodynaamisen keskiö välinen etäisyys kasvaa, joka tekee koneen ohjattavuuden kankeammaksi.
Koneen siipi piti mitoittaa ylisoonisen nopeuden mukaan, joka suurensi lentoonlähtö- ja laskeutumisnopeutta. Kiitotiet pidentyivät tämän takia.
Siiven profiilin ohuus ja nuolikulmassa oleva siipi vähentävät näitä ongelmia. Eräs keino tehdä suurnopeuslentokone, jolla on siedettävän alhainen nousu- ja laskunopeus on käyttää kääntyvää siipeä (VG, variable geometry). Tämä on ollut ratkaisuna esim. MiG-23 ja F-14 koneissa.
Deltasiipi oli käytössä Alexander Lippischin suunnittelemassa Me 163B Komet-rakettihävittäjässä. Se lensi enintään Mach 0,83 nopeudella. Myöhemmin deltasiipi oli suosittu monissa hävittäjissä, esim. MiG-21, Mirage ja Draken.
Suurella ylisoonisella nopeudella lentävistä koneista nopein kaasuturbiinilla varustettu kone on SR-71-tiedustelukone. Sen rakenteessa on otettu huomioon merkittävä ilman kitkan aiheuttama rakenteiden kuumeneminen. Rakenteet ovat ennen lento "kylmänä" niin väljät, että esim. polttoainetankit vuotavat. Lentokone on maalattu kuumaa kestävällä maalilla, jotta se säteilisi lämpöä pois pinnasta mahdollisimman tehokkaasti. Korkean lentokorkeuden takia se joutuu käyttämään erikoiskerosiinia, jotta se haihtuminen alhaisessa ilmanpaineessa ei kasva liian suureksi. Ylipäätään lentokoneet eivät pysty saavuttamaan suurta ylisoonista nopeutta malatalalla lentokorkeudella suuren vastuksen takia.
Ylisooninen matkustajakone
1960-luvun lopussa ja vielä 1970-luvulla pohdittiin nopeita matkustajakoneita. Boeing luopui näistä kaavailuista ensimmäisenä. Mm. englantilainen BAC-yhtiö pohti 500-paikkaisen 5-kertaisella äänennopeudella lentävää lentokonetta 1975. NASA palasi tähän teemaan 1980-luvulla NASP-koneessa. Avaruussukkulat ja X-15-koekoneet ovat hypersoonisista lentokoneista, joiden lentonopeus on yli Mach 5, ainoat operatiiviset.
Lähteitä
- Bill Gunston, Faster than sound, Patrick Stephens Limited, Somerset, 1992, ISBN 1-85260-317-8