Ну и какой толк от этого справочника, если из всего моего списка профилей там есть только половина, и та без характеристик!!!!
Аэродинамические характеристики профилей
- Статус
Ваня)
Я люблю строить самолеты!
- Откуда
- Ростов-на-Дону
Да ради бога, Никто не опровергает Ваш список. Пусть руководствуется им. Я буду только рад.
A
aerobaika
режим парения или минимальной скорости снижения как раз имеет полетную скорость чуть выше срыва на Су=1.4! хорош для легких планеров--минимальная поглащенная мощность :~)похоже человек проектирует электромотопланер 
@ sergei107
Есть такая серия Mark Drela DAE-11, DAE-21, DAE-31, DAE-51 - оптимизированные для высоких Су и низких Re. В диапазоне Су=08..1,5 просто впереди планеты всей, т.е Сх меньше на 25%..30%. От 0,4 до 0,8 наравне с Clark, NACA и иже с ними. Ниже Су=0,4 очень сильно растет сопротивление (так в электронной продувке, по крайней мере). Формально, они авиамодельные, но я считал в Xflr на самолетных Re, с виду все ок. Если вам вообще не важно, как летит ваше крыло за пределом 100..110 кмч, а важно качество от 60 до 80 - самое то.
Есть такая серия Mark Drela DAE-11, DAE-21, DAE-31, DAE-51 - оптимизированные для высоких Су и низких Re. В диапазоне Су=08..1,5 просто впереди планеты всей, т.е Сх меньше на 25%..30%. От 0,4 до 0,8 наравне с Clark, NACA и иже с ними. Ниже Су=0,4 очень сильно растет сопротивление (так в электронной продувке, по крайней мере). Формально, они авиамодельные, но я считал в Xflr на самолетных Re, с виду все ок. Если вам вообще не важно, как летит ваше крыло за пределом 100..110 кмч, а важно качество от 60 до 80 - самое то.
Эти профили я знаю.
Вроде бы DAE-11 использовался в мускулолете Dedalus, или как его там. Довольно большая моделька получилась.
Я тоже, прямо счас балуюсь програмкой Xflr.
Столько всего нового узнал.
Там есть такой параметр "Analisys Parameters" -> "trip location". Это координата точки перехода ламинарного обтекания в турбулентный. С некоторых пор считаю его самым важным параметром в симуляции. Он по умолчанию стоит 1. Поставьте его 0.01 . Увидите о-о-очень много интересного. точнее наоборот. все профили становятся одинаковыми. Одинаково плохими.
кроме П-301М-12 и FX 63-137.
А профиль DAE-11 тогда становится вообще никакой. И не несет и сопротивляется.
Выдающиеся параметры этого профиля обусловлены тем, что у него переход от ламинарного течения в турбулентное происходит на 50-60 % . Есть там такой график Cl/Xtr, там видно. А такого совершенства профиля добиться в кустарных условиях, да еще с мухами-комарами будет невозможно. От слова никогда.
Влияние мух и комаров довольно хорошо измерено в планерной практике, на современных глайдерах, оснащаемых мухосборниками, которые чистят крыло в полете. Скажем так, ничего и близко похожего на trip location = 0,01 в реальности нет. Да, планер начинает отставать от соперников в гонке, т.е. теряет сколько-то единиц качества, больше одной. При полностью турбулентном обтекании он бы терял десятки и тонул, как кирпич. Так что, влияние мух не стоит переоценивать. Если вы моете крыло ежедневно и не гоняетесь за установление официальных рекордов, мухи не являются сколько-нибудь значимой проблемой.
Положение этой самой точки перехода - предмет массы университетских исследований. Все они в том или ином виде заложены в компьютерную симуляцию. Алгоритм Xfoil тщательно предсказывает ее, раздельно для верхней и нижней поверхности. Ставить точку перехода вручную, значит просто взять ее с потолка, ну или воображать, что вы умнее поколений ученых-аэродинамиков. Я доверяю программе и никогда так не делаю.
Если вам так уж важно оценить влияние точки перехода на исследуемые профили, было бы грамотнее действовать так. Продуть группу профилей в чистом виде, посмотреть графики, где у них переход. Потом, для каждого профиля индивидуально, сдвинуть точку на 10% вперед. Продуть, сравнить. Еще на 10% вперед, сравнить. И так, шаг за шагом, пока не определится, на каком конкретно значении каждый из профилей начинает сильно отставать от соперников. Найдя этот предел, задумайтесь: это вообще реально, получить такую деградацию от теории на построенном самолете?
Еще, есть такой oil trace test, он проводится на реальном крыле в полете и визуально показывает точку отрыва потока. Поищите статьи на английском, это довольно любопытные эксперименты.
Положение этой самой точки перехода - предмет массы университетских исследований. Все они в том или ином виде заложены в компьютерную симуляцию. Алгоритм Xfoil тщательно предсказывает ее, раздельно для верхней и нижней поверхности. Ставить точку перехода вручную, значит просто взять ее с потолка, ну или воображать, что вы умнее поколений ученых-аэродинамиков. Я доверяю программе и никогда так не делаю.
Если вам так уж важно оценить влияние точки перехода на исследуемые профили, было бы грамотнее действовать так. Продуть группу профилей в чистом виде, посмотреть графики, где у них переход. Потом, для каждого профиля индивидуально, сдвинуть точку на 10% вперед. Продуть, сравнить. Еще на 10% вперед, сравнить. И так, шаг за шагом, пока не определится, на каком конкретно значении каждый из профилей начинает сильно отставать от соперников. Найдя этот предел, задумайтесь: это вообще реально, получить такую деградацию от теории на построенном самолете?
Еще, есть такой oil trace test, он проводится на реальном крыле в полете и визуально показывает точку отрыва потока. Поищите статьи на английском, это довольно любопытные эксперименты.
Согласен. Надо только правильно выбрать Ncrit. Вы умеете? Я нет. То есть я могу выбрать 5 или 9 или даже 12, но не знаю правильно это или нет. И книжку читал про то что для самолетов Ncrit=5, а для планеров Ncrit=9.
А с другой стороны, мне говорили, что если хочешь получить результаты похожие на правду, то надо ставить Ncrit=0.01. И тогда опять получаются грустные характеристики.
Где то на просторах этого форума тов. Лапшин говорил, что ламинарное обтекание доходит в лучшем случае до 20%. А я рассматриваю крыло с 30% жестким лобиком, а дальше тряпка. Так что 20% ламинарного потока это максимум.
Но опять же, это для полужесткого крыла. А для гладкого жесткого пластикого крыла можно и другое параметры взять.
Одним словом, понятно, что ничего не понятно.
Ну, не знаю. У меня П-301М всех побеждает.
А так да, перед похож на Р3, а зад на ГАВ-2.
Может его так и делали?
улучшеную версию Goat. Открытая кабина, пилот лежа, крыло 13метров, хорда 800-1000мм, маленький подкос, вес килограм 70. 0.75 м/с скорость снижения. Типа AL-12 только парасоль и кабина открытая.
только я мощный теоретик.
а 50% хорды вместо 30% , это в полтора раза больше вес.
A
aerobaika
рассматривать профиль имеет смысл только при реальном удлинении крыла--где индуктивное сопротивление начинает играть значительную роль при больших Су :IMHO
KAA
Ненавижу Солидворкс!
- Откуда
- Россия, Казань
Не знаю,как при Re=1 млн., а при 500000, FX63-137 с турбулизаторами превращается в тыкву!
Вложения
Все это не очень понятно, вызывает вопросы...
Откуда у безмоторного планера такое низкое N[sub]crit[/sub]? Если везде, включая документацию к иксфойлу, написано для планеров 11...14?
Почему Х[sub]тор[/sub] задается даже не 30%, где жесткий лобик кончается, а еще меньше? Зачем вообще вручную указывать? Не лучше ли, для частично-мягкой обшивки, вручную отредактировать профиль, нарисовать ему характерный провис контура в нужном месте, и продуть такой? А что, если на этом месте не будет однозначного перехода в турбулентный слой?
"Смотрю Су в районе" - как это понять? На что именно в районе 1,5 смотрите?
В общем, как я уже писал - мне кажется, вы искусственно занижаете характеристики профилей. Получается преднамеренный самообман.
Re = 1 000 000 ... 800 000 как раз та граница, за которой в тыкву превращаются добрые две трети профилей, и даже безо всяких турбулизаторов. Однако, при хорде 1 метр, это скорость ниже 45 кмч. Только планера реально выскакивают на столь низкие Re, со своими узенькими консолями.
Я сравниваю профили по графику зависимости качества от Су. Это информативный график, потому что Су напрямую связывается со шкалой скорости, когда вы уже знаете основные размерения крыла - хорду, площадь, нагрузку. На каких скоростях какой профиль дает преимущество, а на каких утрачивает его, хорошо видно. Ну и по общей степени совершенства легче рассортировать.
Этот график создается вручную, берем в XFLR стандартный график №5 (зависимость C[sub]L[/sub]/C[sub]d[/sub] от альфа) и заменяем в его настройках альфа на C[sub]L[/sub]. На картинку нужно кликнуть, чтобы открыть в полный размер.
Этот график создается вручную, берем в XFLR стандартный график №5 (зависимость C[sub]L[/sub]/C[sub]d[/sub] от альфа) и заменяем в его настройках альфа на C[sub]L[/sub]. На картинку нужно кликнуть, чтобы открыть в полный размер.
Вложения
А если она гладко покрашена, и хорошо повторяет профиль? Если переход с лобика на ткань оформлен аккуратно, без резкой ступеньки? Почему нет? Граница жесткой и мягкой обшивки - не то же самое, что наклеенный турбулизатор. Ламинарный погранслой может и где-то после нее отрываться.
KV1237542
Я люблю строить самолеты!
Добрый день, прочитал как-то статейку
http://www.pereplet.ru/nauka/Soros/pdf/9801_107.pdf
Вроде все правильно и Су мах получается около 3...3,2
Потом нарвался на нечто похожее см ниже:
Естественно по профилю, описываемому в статье нет ничего кроме рисунка.
Интересно насколько правдоподобно на Re 300 000 ... 500 000
http://www.pereplet.ru/nauka/Soros/pdf/9801_107.pdf
Вроде все правильно и Су мах получается около 3...3,2
Потом нарвался на нечто похожее см ниже:
Естественно по профилю, описываемому в статье нет ничего кроме рисунка.
Интересно насколько правдоподобно на Re 300 000 ... 500 000
Вложения
- Статус