Das Volksflugzeug!

[Makaronkin]

Хотелось бы  уже поставить точку в выборе профиля... 🙁
Денис, Вы рекомендуете Cymax не менее 1,52

По тем данным, что есть у меня в книгах:

USA-35B  Сумах=1,38
НАСА 4412   Сумах=1,39
Clark – Y не смог найти...

А вот профиль ЦАГИ 846-14 похоже на то что нужно... Но Вы говорите, что 14% профиль рассматривать нельзя.

Что делать?  :-/

Умчался по делам.  Вечером, буду мудрить...

 

[igorvnikol]

Насколько я понимаю, в выкладках Denisa используется понятие  Су макс крыла. Так что ...

 

[Denis]

Данные, которые Вы нашли по USA-35B и 4412  некорректны.

Обратите внимание на поляру профильного сопротивления Cxp(Cy) профиля ЦАГИ 846-14.  Минимум Схр приходится на Су=0.3, а при Су=0.9 (наша область интереса) Схр удваивается.
Минимальный Сумах=1.52 должен принадлежать целому самолету, а не чистому профилю при бесконечном удлинении.

 

[Denis]

Пища для размышлений:

http://voiletech.free.fr/Eolienne/PolaireNACA4412.jpg

 

[Дмитрий Настевич]

...14% толстовато.
Я тут, в своё время, под чутким руководством Дениса и после Астахова и прочих прочитанных... проводил сравнительные анализы по профилям. Брались такие, известные, оно даже графически, кой чего видно... ну и понятно стало из расчетиков шо 12% в самый раз.

 

[Jar]

Данные, которые Вы нашли по USA-35B и 4412  некорректны.

А почему некорректны?? Это при Re 1.5е6.

Kmax = 1/2  *  (Pi * E * Lambda / Cx0)

Наверное, еще корень надо? Тогда получается наивыгоднейшая скорость 82 км/ч, а запас по скорости сваливания на чистом крыле будет  1.18 или 7 узлов. Почему бы не оставить Р-2-12, только чуть укоротить крыло?

 

[Denis]

Да, корень забыл.
те данные некорректны по ряду причин. 1. Эквивалентное Re с учетом начальной турбулентности в трубе, 2. учет граничных эффектов, 3. учет формы модели крыла в плане.

Всегда лучше пользоваться данными  испытаний натурных самолетов с таким же профилем, если они известны, надежны и обладают достаточной полнотой. Наилучшим источником таких данных является РЛЭ.


 

 

[Denis]

Полезный материал в тему:

http://www.temporal.com.au/c172.pdf

http://www.ae.iitm.ac.in/course/fd1/appendixa.pdf

 

[Lapshin]

и отделенный от фюзеляжа центроплан.

;D

 

[msp430]

Ребята, всем привет!

Makaronkin, я тоже немного занялся расчетом, вот с расчетом избытка тяги винта совсем ничего не понимаю! В инете нашел аж 3 формулы, пересчитал по ним и везде разный результат!!!  😛

Что делать?

Вот формула тяги винта: P = pi*(R^2)*V1*[ch961]*(V1-V0)

V1 - скорость потока за винтом
V0 - скорость самолета
Какое "ро" брать - вообще запутался!!!

Производитель пишет, что статическая тяга винта - 24.5кг на высоте 100м при оборотах 7500. Диаметр винта - 0.7м, шаг 0.254м.

У меня ни по одной формуле и близко не лежало!  :-[

 

[Denis]

Ребята, всем привет!

Makaronkin, я тоже немного занялся расчетом, вот с расчетом избытка тяги винта совсем ничего не понимаю! В инете нашел аж 3 формулы, пересчитал по ним и везде разный результат!!!  😛

Что делать?

Вот формула тяги винта: P = pi*(R^2)*V1*[ch961]*(V1-V0)

V1 - скорость потока за винтом
V0 - скорость самолета
Какое "ро" брать - вообще запутался!!!

Производитель пишет, что статическая тяга винта - 24.5кг на высоте 100м при оборотах 7500. Диаметр винта - 0.7м, шаг 0.254м.

У меня ни по одной формуле и близко не лежало!  :-[

Эту формулу применить не удастся. Начните с семейства кривых для какой-либо испытанной серии винтов и попытайтесь правильно этими кривыми воспользоваться.

 

[Makaronkin]

Украл программу «профили 2.21» Что-то там какие-то странные буквы... Cl и Cd...  Это что, Cу и Cх по ненашенски? 😱

Пойду опять курить азы аэродинамики и ломать голову с программой.  Братцы, если что, по проге, кого можно в личку тупыми вопросами мучать?

 

[Denis]

Cl=Cy
Cd=Cx

 

[Jar]

Спасибо за Цессну и Пайпер, только это не наш случай. У Пайпера 40% запас по скорости сваливания получается не из-за особым образом подобранных параметров крыла, а из-за веса, который обеспечивается солидной тяговооруженностью...

 

[Denis]

Спасибо за Цессну и Пайпер, только это не наш случай. У Пайпера 40% запас по скорости сваливания получается не из-за особым образом подобранных параметров крыла, а из-за веса, который обеспечивается солидной тяговооруженностью... 

Изучайте матчасть. Именно наш случай.
А запас до сваливания у Чероки не 40% а все 54. На чистом крыле.

 

[Jar]

Именно наш случай.

Как же "наш", когда это низкоплан с 180л.с. на рейнольдсах до 4? И профиль у Чероки высоконесущим не назовешь с Сунв=0.4, он скорее "скоростной". Хотите подвести к мысли, что из Суmax для всякого крыла однозначно следуют его удлинение и площадь по формулам?
S = 2G/(rho*Cymax*Vs^2)
Lambda = (Cymax/1.3)^2/(Pi*E*Cx0)

 

[Denis]

Именно наш случай.

Как же "наш", когда это низкоплан с 180л.с. на рейнольдсах до 4? И профиль у Чероки высоконесущим не назовешь с Сунв=0.4, он скорее "скоростной". Хотите подвести к мысли, что из Суmax для всякого крыла однозначно следуют его удлинение и площадь по формулам?
S = 2G/(rho*Cymax*Vs^2)
Lambda = (Cymax/1.3)^2/(Pi*E*Cx0)

Уточнение:

Lambda < (Cymax/1.69)^2/(Pi*E*Cx0)

Очевидно что ни от схемы, ни от Re эти соотношения не зависят. Если удлинение будет избыточныи для данных условий, Сунв  слишком приблизится к Сумах и нормированный запас скорости исчезнет. Повторяю, скорость сваливания определена строго как скорость, на которой подъемная сила при Су=Сумах уравновашивает вес самолета при единичной перегрузке, а установившийся полет на скорости менее 1.3Vs просто - напросто запрещен. В диапазоне от Vs до 1.3Vs самолет может только разгоняться или тормозиться.

Минимальный Су соотвествует максимальной крейсерской скорости, которая редко превышает 1.41Vнв (по приборному значению).
Тогда Суcrmax = 1/2 * Cунв, или Сумах / (2*1.69) = Cymax / 3.38.

Более того, обычно (в особенности для немеханизированного крыла  и при умеренном удлинении) запас от Сунв до Сумах требуется больше 1.69, чтобы можно было реализовать максимальный градиент набора с безопасным допуском до сваливания.      

 

[Jar]

Уточнение:

Lambda < (Cymax/1.69)^2/(Pi*E*Cx0)
Очевидно что ни от схемы, ни от Re эти соотношения не зависят.

Спасибо, только 1.69 надо все-таки из под квадрата вынести? И как это от рейнольдса не зависят, когда в общем Cymax=f(Re)?

 

[Denis]

Проверьте еще раз. 1.69 там где надо. Минимальное отношение Сумах / Сунв = 1.69 = 1.3^2

Сумах профиля зависит от Re, но Сунв зависит от сводки сопротивлений всего самолета.
Следовательно, профиль и площадь крыла выбирают так, чтобы  обеспечить Сумах > 1.69Cунв при сооветствующем Re и особенностях схемы. Одновременно стремятся обеспечить минимальное значение Сх0S в характерном диапазоне Су и минимальную массу планера.






 

 

[Denis]

Более того, как яуже отмечал, минимальное отношение Сумах/Сунв=1.69 для основного большинства легких самолетов недостаточно и практически оно больше 2. Это значит, что, например, для профиля Р-II или НАСА-23012 оптимально Cунв<0.7 а без механизации даже <0.6.

В рассматриваемом примере высокоплана - парасоли размах 8м минимально достаточен, но площадь крыла нужно будет значительно увеличить.