VAMPIRE – EN POPULÄRTEKNISK STUDIE

Vampires konstruktiva uppbyggnad uppvisar många intressanta detaljer. Icke minst mot den bakgrund att flygplanet konstruerades och helt byggdes upp kring Goblinmotorn. I och för sig är detta konstruktionsförfarande knappast ovanligt men för Vampire är det särskilt markant. Här var det dessutom fråga om att konstruera ett av den nya generationens flygplan byggt på mycket av den teknik som tidigare använts, icke minst vad avser systemuppbyggnad.

Vi har naturligt nog valt att göra vår tekniska studie med utgångspunkt från flygplan J 28B d.v.s. Vampire Mk 50. Detta till trots är beskrivningen, med undantag för specifika siffror och måttuppgifter, tillämpningsbar även vad avser flygplan J 28A (Vampire Mk 1). Illustrationerna i sammanhanget utgör värdefulla referenser.

Flygkroppens ”äggformade” karaktär bestämdes i hög grad av kravet på gynnsamma strömningsförhållanden. Området vid och framför luftintagen gavs en särskild utformning i avsikt att förhindra att gränsskiktsluften från flygkroppens främre del skulle tas in i motorns luftintag och orsaka trycknedsättningar vilket i sin tur skulle försämra motorns prestanda.

Flygkroppen var, vad avser kabinsektionen, uppbyggd helt i trä på samma sätt som D.H. 98 Mosquito. Skalet utgjordes av lamellträ, bestående av utvändiga lager av flerskiktsfanér, mellanliggande spruceförstärkningar och utfyllnad av balsa. Fördelen med denna konstruktion var en god värmeisolering samt att man frångick de tätningsproblem som uppstår vid en nitad konstruktion i det att förarrummet utgjorde en s.k. tryckkabin. Skalet var uppbyggt kring golv och fyra spant och bestod av två halvor. Det främre spantet (spant 1) var utfört i pansarplåt och de båda mellersta (2 och 3) var gjorda i trä. Det bakre spantet (spant 4), vilket samtidigt utgjorde brandskott, var utfört i lättmetall, förstyvat och med urtag för motorns luftkanaler.

Till skydd mot fukt var träkroppen belagd med impregnerad duk samt målad såväl på utsidan som insidan.

Främre delen av kroppen d.v.s. nossektionen framför spant 1 var uppbyggd av löstagbara kåpor i lättmetall. Nospartiet inrymde bl.a. IK-radio, ksp-kamera och barlastvikter. Spant 1 utgjorde också fäste för fundamentet i vilket nosstället var lagrat.

Utrymmet mellan spant 1 och 2 utgjorde själva förarrummet. Under förarrumsgolvet och mellan dessa båda spant upptogs en del av utrymmet av kanonerna samt större delen av det pneumatiska systemets detaljer. Mellan spant 2 och 3 upptogs utrymmet av syrgasbehållare, flygradio och ammunitionsfack (utförda i trä). Utrymmet mellan spant 3 och 4 upptogs i huvudsak av en bränsletank (kroppstanken). Spant 3 och 4 utgjorde främre respektive bakre fäste för vingarna. Infästningen för vingarna vid spant 4 var utformad som två vingbalksrör som gick tvärs igenom kroppen vilka samtidigt utgjorde fästen för motorfundamentet. Spant 4, eller brandskottet, kom att utgöra något av det centrala i hela konstruktionen i det att det tog upp större delen av de krafter som kom att verka på flygplanet.

Förarrummet täcktes av en fast främre del – frontrutorna – varav vindrutan var av lamellerat skottsäkert glas samt en skjutbar plexiglashuv. Den sistnämnda utgjordes av en inner- och en ytterkåpa med mellanliggande luftspalt vilken slutet stod i förbindelse med en behållare med fuktabsorberande kiselgel vilket höll huven fri från imma. Denna något udda huvkonstruktion hade fördelen av att vara bättre värmeisolerande. Huven på SK 28 var inte skjutbar utan hade gångjärn i bakkanten (se bild).

Flygplanet saknade katapultstol och i händelse av nödutsprång rekommenderades att först vända flygplanet i ryggläge och därefter lämna det medelst fritt fall. Förarstolen var tillverkad av plast(!) och var höj och sänkbar.

En detalj att notera i anslutning till flygkroppen var ett utdragbart fotsteg mitt på vänster kroppsida.

Vingen var helt uppbyggd i skalkonstruktion kring en frambalk. Vingbeklädnaden utgjordes av Alcladplåt såväl på ovan- som undersidan och var i bakkant nitad till en bakbalk. Denna balk utgjorde lagerfäste för vingklaffar, dykbromsar och skevroder samt deras manöverorgan. Vingens främre infästningsbeslag var monterat på en främre hjälpbalk belägen vid luftintagen i vingens framkant. Hjälpbalken utgjorde även fäste för motorns luftintag. Bredvid motorns luftintag fanns även två mindre sådana – ett i vänster och ett i höger vinge. Det förra var luftintag för kabinkompressorn och det senare utgjorde intag av luft för kylning av generator och tryckluftskompressor och därefter för uppvärmning av akan.

Vingbeklädnaden var nitad till balkar, spryglar och stringers medels sänknitning vilket efter efterbehandling gav en slät och jämn vingyta. Till sprygel nr 2 var respektive frambom fastnitad. Huvudstället var infäst mellan sprygel 2 och 3 och landställsschaktet utgjordes av ett urtag mellan sprygel 3 och 5. I vardera vinghalvan var fyra separerade bränsletankar inrymda vilka man kom åt genom löstagbara luckor på vingens undersida. Vingspetsarna var löstagbara formkåpor vilka rymde var sin lanterna. I vänster vinge var en strålkastare monterad och i höger vinge fanns givaren för fjärrkompassen monterad.

Vid behov kunde yttre fälltankar anbringas under vingarna med fästpunkter i sprygel nr 6.

Vampires aeordynamik var mycket omsorgsfullt utarbetad, f.ö. ett typiskt drag hos engelska flygplan vilket resulterar i förnäma flyg- och manöveregenskaper. Vingprofilen var till de första 40 procenten av vingkordan uppbyggd som en elliptisk kurva för att därefter smalna av mot bakkanten. Genom detta utförande erhölls en mycket jämn upptrycksfördelning över vingprofilens hela längd vilket var gynnsamt för undvikande av avlösnings- och stötfenomen (s.k. buffeting) vid höga flyghastigheter. Vingtjockleken var vid vingroten 14% av kordan och avtog därefter linjärt till 9% vid vingspetsen. Vingens planform var starkt trapetsformad med ett trapetsförhållande av över 3,5. Vingens sidoförhållande var så lågt som 6,4.

Av flygplanets roderorgan manövrerades skevroder, sidroder och höjdroder på konventionellt sätt medelst linor och var alltså helt i avsaknad av roderservon eller liknande anordningar för att avlasta flygföraren med undantag av att skevrodren var försedda med lättroder. Samtliga roder var statiskt och dynamiskt utbalanserade och var uppbyggda i i skalkonstruktion med konventionellt lättmetallskelett likt stjärtstyrverket i sin helhet.

Stabilisatorn var fast men kunde justeras (trimmas) genom slitsar i de främre fästbeslagen. Endast höjdrodrets trimroder kunde omställas från förarrummet medelst linor. Trimning av skevrodren kunde endast göras på marken genom att justera lättrodrens fixläge vilka därvid erhöll trimroderverkan. På samma sätt kunde sidrodrens respektive trimroder endast justeras på marken.

På de två följande bilder kan man jämföra höjdrodens placering, fenornas form och storleken på huvarna på de två versionerna F Mk I (J 28A) och T 55 (J 28C-2/SK 28C-2).

Stjärtpartiet och de bakre roderorganen bars upp av de två stjärtbommarna vilka var bultade till de s.k. frambommarna vilka utgjorde del av vingkonstruktionen. Varje stjärtbom avslutades baktill av en kraftig balk vilken utgjorde fäste för sidoroder, stabilisator och stjärtkon varav den vänstra innehöll bakre positionsljus.

Stjärtbommarna byggdes upp av spant förenade med stringers i skalkonstruktion där de övre och undre skalplåtarna var av tjockare plåt. Därigenom erhölls ökad hållfasthet i vertikalplanet i enlighet med principen för en konventionell I-balk. Baktill på bommarnas undersida var anbringat två gummikutsar i avsikt att skydda bommarna vid en eventuell markkontakt.

Varje vinge var försedd med två vingklaffar, en inre och en yttre på var sida om respektive bom. Vingklaffarna var synkront förbundna med en förbindelsestång i vars högra del givaren för klaffindikeringen var anbringad. Vingklaffarna var av typen ”klyvklaff” och utgjordes av nitade plåtskelett klädda med lättmetallplåtar och var lagrade i vingens bakbalk. Klaffarna var hydrauliskt manövrerade.

Flygplanet var försett med två dykbromsar placerade mellan ytterklaffarna och skevrodren. De var likt klaffarna uppbyggda av ett plåtskelett och lättmetallplåtar och låg normalt linjärt med vingprofilens bakkant. Dykbromsarna var även de hydrauliskt manövrerade och hade två lägen – In och Ut.

Landstället bestod av huvudställ och nosställ, hydrauliskt manövrerat och fullt infällbart i vingar respektive nosutrymme. Både huvudstället och nosstället var försett med stötdämpare av konventionell olje/lufttyp, låsanordningar för in och utfällt läge samt elektrisk landställsindikering. Nosstället var försett med svängningsdämpare för att förhindra jazzning vid körning på marken i hög fart. Jazzningstendenser dämpades till yttermera visso av noshjulsdäckets konfiguration med sina två ytterst markerade rillor. Noshjulet med sitt karaktäristiska däck (det s.k. Dowty-hjulet) användes på flera av De Havillands konstruktioner bl.a. Venom och Dove och som sporrhjul på bl.a. Mosquito.

Huvudställets hjul var försedda med pneumatiskt opererade bromsar vilka ansattes med ett handtag på styrspaken. Sidroderpedalerna stod i förbindelse med en pneumatisk styrventil vilken reglerade olika stort bromstryck till respektive hjulbroms på så sätt att styrning vid körning på marken möjliggjordes. Däckens gummibeläggning var elektriskt ledande och utgjorde därför samtidigt statisk avledning eller jordning av flygplanet.

Flygplanets hydraulsystem var relativt enkelt och delades in i en driv- och en arbetssektion. Drivsektionen innefattade i huvudsak en av flygmotorn driven hydraulpump, vilken gav systemet ett arbetstryck på 175 kg/cm2, med tillhörande ackumulator, ventiler och regulatorer. Till drivsektionen räknades också en hydraultank rymmande 4,5 liter och placerad i kabinen bakom förarstolens nackskydd. I drivsektionen ingick också en handpump att brukas i nödläge av flygföraren. Arbetssektionen innefattar i korthet de enheter och manövercylindrar med vilka landställ, vingklaffar och dykbromsar manövrerades.

Flygplanets bränslesystem innefattade normalt nio separata bränsletankar. Av dessa var en som tidigare nämnts monterad i kroppen rymmande 436 liter. I vardera vingen fanns därutöver vingtank nummer 1 vardera rymmande 236 liter, vingtank 2 vardera rymmande 90 liter, vingtank nr 3 vardera rymmande 108 liter samt vingtank 4 vardera rymmande 97 liter.

Intern bränslekapacitet var således för J 28B 1.498 liter. Dessutom kunde två fälltankar vardera rymmande 454 liter (100 imp gallon) hängas under vingarna vilket gav flygplanet en total bränslekapacitet på 2.406 liter (I jämförelse kan nämnas att J 28A hade en kroppstank och endast två vingtankar samt möjlighet att bära yttre extratankar).

Kroppstanken var tillverkad av plåt i en magnesium-aluminiumlegering emedan samtliga vingtankar var tillverkade av vävarmerat gummi och svampgummi vilket gjorde tanken självtätande vid skottskador. I kroppstankens botten fanns inbyggt en speciell ryggflygningstank rymmande 11,5 liter vilket möjliggjorde ryggflygning i ungefär 10 sekunder.

Tankinstallationens nivåreglering och urluftningar utgjordes av mellankopplingar och rörsystem som saknar vidare intresse i vår studie. Det bränsle som vid tillfälle fanns i fälltankarna uppfordrades medelst tryckluft i takt med flygplanets förbrukning eller m.a.o. nyttjades fälltankarnas bränsle först då dessa var monterade vilket var helt naturligt ur operativ synvinkel.

Flygplanets elsystem utgjordes av ett tvåpoligt störningsskyddat 24-volts likströmssystem. Den av motorn drivna generatorn laddade två 12-volts seriekopplade batterier utöver att den strömförsörjde flygplanets hela elsystem. På vänster sida av kroppen fanns ett markbatteriintag sammankopplat med flygplanets elsystem emedan ett intag på höger kroppsida – startvagnsintaget – endast var kopplat till motorns startsystem och separerat från flygplanets övriga system. Flygplanets elförbrukare var indelat i undergrupper t.ex. ”P-grupp” för pitotrörsuppvärmning (pitotröret var f.ö. placerat på vänster stjärtfena).

Flygplanets kommunikationsradio utgjordes av flygradiostation FR VIII, med engelsk originalbeteckning STR9-XI, vilken var en UK-radio för kommunikation inom frekvensområdet 112-142 Mp/s. Trafik kunde ske på vilken som helst av tio på förhand valda kristallstyrda kanaler. Sändar- och mottagarenheten hade inbyggd omformare och var placerad på en radiohylla mellan spant 2 och 3 i flygkroppen. Omkoppling mellan sändning och mottagning skedde via en knapp på styrspaken. Antennen bestod av ett 60 cm långt spröt på vänstra vingspetsens undersida.

Flygplan J 28B var också utrustad med en flygburen igenkänningsutrustning betecknad PI-15/A. Denna s.k. IK-anläggning var en form av radar avsedd att ge personal på marken, i annat flygplan eller på fartyg möjlighet att avgöra om flygplanet var eget eller fientligt. Antennen bestod av en kvartsvågstav placerad på högra vingens undersida.

Bland övriga system skall kort bara nämnas att Vampire var utrustad med ett enkelt kabintryckssystem underhållet av en särskild kabinkompressor. Vidare ett kabinvärmesystem som tappade varmluft från kompressorns diffusorhus.

För avisning av frontrutan fanns ett enkelt avisningssystem där frontrutan vid behov kunde överspolas med en blandning av glykol och sprit vars behållare var placerad på nosställsfundamentet. Vidare fanns ett enkelt friskluftsystem där kabinen kunde förses med friskluft via ett särskilt intag i flygplanets nos. Givetvis var Vampire också försedd med ett syrgassystem vars behållare var placerad under radiohyllan mellan spant 2 och 3. Tryckluft för förarens ”G-dräkt” togs från kompressorns diffusorhus.

BEVÄPNING OCH VAPENINSTALLATION

Flygplanets beväpning bestod av automatkanoner (akan) och raketer. Akanbeväpningen utgjordes av fyra fasta 20 mm akan m/47, frontalt monterade i nossektionens undre del, och där yttervapnen var tillbakadragna 240 mm i förhållande till de inre vapnen.

Akan avfyrades medelst avfyrningsmagneter vilka manövrerades elektriskt från en avtryckare på styrspaken. Vapnen matades av en speciell bandmatare och omladdades mekaniskt i vapenrummet genom att dra i ”omladdningskedjan”. För övningsändamål kunde flygplanets ordinarie kanoner utbytas mot en övningsinstallation bestående av två 12,7 mm akan m/39.

Bakom förarstolen och framför spant 3 fanns två ammunitionslådor placerade vilka rymde vardera ett magasin för respektive vapen. Varje ammunitionsmagasin rymde 150 skott. Övningsinstallationen gav utrymme för 120 skott per vapen.

Raketinstallationen utgjordes av två raketställ under vardera vingen. Varje raketställ kunde bära en eller två raketer vilka kunde avfyras parvis eller i salva genom avfyringsknappen placerad på gasspaken.

Flygplanets riktmedel utgjordes av ett reflexsikte typ IV E. En registerkamera typ RKA 9 ovanpå reflexsiktet registrerade målet och den rörliga siktbilden. En kulsprutekamera KKA 11 var placerad i flygplannosen.

NÅGOT OM MOTORINSTALLATIONEN (RM 1A)

J 28B var försedd med en reaktionsmotor (jetmotor) av typen RM 1A vilken tillverkades på licens av Svenska Flygmotor AB i Trollhättan. Motorns originalbeteckning var De Havilland Goblin III och utvecklade en statisk dragkraft på 1.500 kilopond. Goblin III var en direkt utveckling av Goblin II vilken utgjorde drivkälla i J 28A med beteckningen RM 1 och med en statisk dragkraft på 1.360 kilopond. Beteckningen RM 1 och RM 1A är en svensk beteckning där RM står för ReaktionsMotor följt av ordningsnummer och versionsangivelse.

I vad nedan sägs har sin tillämpning på såväl RM 1 som RM 1A.

Goblin var en reaktionsmotor med ensidigt sugande, enstegs centrifugalkompressor, som var direkt kopplad till en enstegs gasturbin. Mellan kompressorn och turbinen var runt motorn sexton tubbrännkammare placerade. Utloppsdelen vars utloppsmunstycke hade konstant area var anbringad i anslutning till gasturbinen.

Motorn var uppbyggd av följande huvuddelar:

INLOPPSDELEN, motorns främsta del, som är ansluten till kanalerna från flygplanets luftintag.

ROTORN som består av kompressorhjul, huvudaxel och turbinhjul samt främre och bakre lager.

KOMPRESSORHUSET vars diffusorhus är försett med 16 båkåtriktade utloppsöppningar för den komprimerade luften till respektive brännkammare.

STATIVET som förbinder kompressorhuset med bakre lagret och turbinhuset.

BRÄNNKAMRARNA vilka var placerade i ring runt stativet mellan diffusorhusets utloppsöppningar och gassamlarens inloppsöppningar.

TURBINHUSET som var försett med 16 inloppsöppningar för förbränningsgaserna.

UTLOPPSDELEN som utgörs av ett yttre svagt avsmalnande utloppsrör, en invändig fast kon och ett utloppsmunstycke.

HJÄLPAPPARATDRIVNINGEN som omfattar en centrumväxel samt ett övre och ett undre hjälpapparathus.

MOTORNS BRÄNSLESYSTEM som vid olika höjd samt vid olika hastigheter och varvtal tillför motorn den rätta bränslemängden.

Till motorkonstruktionen hör också motorns smörjsystem, kylsystemet, varmluftsystemet, dränersystemet, startsystemet och övriga kontrolldon.

Till vad ovan sagts visas i figur hur motorn är uppbyggd utöver en sprängskiss över motorn.

Förutom motorns primära uppgift att framdriva flygplanet har motorn också till uppgift att via centrumväxeln driva:

– Motorns två parallellkopplade insprutningspumpar (system Lucas)
– Generator (Rotax)
– Hydraulpump (Lockheed)
– Vakuumpump (Pesco)
– Kabinkompressor (Marshall)
– Luftkompressor(Heywood)
– Varvtalsgivare

Maximalt belastningsförhållande var vid start eller strid tidsbegränsat till 10 minuter vid maximalt varvtal 10.750 rpm (100%) och en utloppstemperatur på 700°C. Bränsleförbrukningen var då 1.770 kg per timme.

Motorns marschvarv var 9.600 rpm (88%) med en utloppstemperatur på max 500°C och satt utan tidsbegränsning. Dragkraften var här 975 kp och bränsleförbrukningen 1.150 kg per timma.

Tomgångsvarvtal 2.800-3.300 rpm.

Motorn hade en torrvikt inklusive utloppsdel på 757 kg. Dess största diameter var 1.266 mm och dess totala längd 2.800 mm.

Motorns startsystem utgjordes av ett relästyrt elektriskt startsystem av typ Rotax indelat i tre steg: Inkopplingssteget, tändningssteget och accelerationssteget. Motorn drivs runt av en elektrisk compoundmotor utvecklande 8,5 hkr upp till ca 800 rpm då tändningsteget inkopplas. Vid 1.600 rpm kopplas startmotorn ur då motorn i sig själv är benägen att accelerera upp till tomgångsvarvtalet.

Motorn omslutes av motorinklädnaden vilken utgjorde bakre delen av flygkroppen. Själva motorinklädnaden, utförd i lättmetall, var uppdelad i sju delar räknat från brandskottet eller spant nummer 4. Inklädnaden utgjordes av två övre och två undre inspektionsluckor, en övre och en undre mittre motorplåt samt en kroppskon. Motorplåtarna var snabbt demonterbara medelst snabblås och bars upp av en runt motorn fästad stödring. Genom motorinklädnadens konstruktion och utförande kunde motorn snabbt göras tillgänglig för service och övriga arbeten och enligt uppgift lär motorbyte ha utförts på mindre än en timma!

Själva motorfundamentet var utfört i en svetsad stålrörskonstruktion, fästad till spant 4, och i vilket motorn var upphängd i fyra symmetriskt placerade upphängningspunkter.

Typ	J 28A	J 28B SK 28B	SK 28C1	28[1]
Längd	9,37 m	9,37 m	10,5 m
Höjd	2,68 m	2,68 m	2,7 m
Spännvidd	11,59 m	11,6 m	11,6 m
Vingyta	25 m2	24,2 m2	24,4 m2
Tomvikt	3.297 kg			3.304 kg
Flygvikt	4.000 kg	4.800 kg	5.100 kg
Max startvikt	5.618 kg		4.800 kg
Motor	Goblin II	SFA Goblin III	SFA Goblin III
Effekt	1.360 kp	1.500 kp	1.500 kp
Max hastighet	840 km/t	840 km/t	880 km/t	900 km/tim
Stighastighet	9.000 m 12,5 min	25 m/sek	6.100 m 5,5 min
Aktionsradie				1.960 km 1 tim
Bränsle		1.498 liter (kroppstank + 8 vingtankar)
Fälltankar				2×454 liter (2×355 kg)
Max flyghöjd	12.200 m	13.000 m	14.000 m
Beväpning	4 st 20 mm

Läs om när Flygrevyn testar DH 115 Vampire år 1993.

---

Källor:
KONTAKT nr 59, december 1982.
– Åke Hall, Peter Kempe och Bo Widfeldt.
– Tyvärr dåliga bilder eftersom de är fotostatkopierade i en gammal maskin…
– Fotograf/ritare är ej angivet i originalartikeln…
AEF wikipedia
Västerås Flygmuseum

Uppdaterad: 2023-03-12