Профиль крыла

Ну так покажите всем поляры реальных продувок ГАВ-1 и ГАВ-2 при маленьких рейнольдцах !

Я таких не видал, но характер изменения от 6 млн. до 2-х млн. оптимизма не внушает, и всё идёт к тому, что они будут не лучше, чем P-II. Потому и сомневаюсь в целесообразности их применения на узкокрылых и тихоходных самолётах и планерах.
Ловите для Ре 370 000, 510 000, и 670 000. Ищите по названию данный отчет, там все есть, у меня только в бумажном архиве

IMG_20210120_182507_1.jpg


IMG_20210120_183332_1.jpg
 
Когда то скопировал себе в блокнот-
http://www.reaa.ru/cgi-bin/yabb/YaBB.pl?num=1451281164/1411#1411

Re: Конкурс на лучший партизанский самолет
Ответ #1411
GA(W)-1 Имеет преимущества перед Р-111а.
Первое- отношение Сха проф к Суа с выпущенной механизацией. Этот
профиль дает гораздо больший прирост Су при выпуске закрылков. С
обычным щелевым закрылком можно достичь Суа проф=2,8 а у крыла 2,4.
С закрылком Фаулера можно достичь Суапроф = 4 !!!!
Тут ни один профиль рядом не стоял. Это позволяет при той же площади
крыла иметь более низкую посадочную скорость.

Второе преимущество, может быть даже более важное - низкая
чувствительность к загрязнениям передней кромки и обледенению. На
гидросамолетах это многократно проверено - Летаем с мокрым крылом
Р-111а- не взлетает.
ГАВ- по барабану брызги и даже лед на передней кромке.
У нас все производители амфибий уже перешли на ГАВ-1 давно. И взлетные
лучше и сваливание мягче и не боится обледенения.

Были у нас сравнительные испытания в 2002 году когда мы строили серию
Че-25 у нас были матрицы ГАВ и Р-111а. Были 2 самолета в Екатеринбурге
с разными профилями и олдниаковыми моторами. ГАВ более летучий и очень
плавный срыв. Фактически профиль не срывается и не клюет а переходит в
парашютирование.
На наших химиках это очень помогает - перегруженный самолет не
сваливается в вираже а просто начинает увеличивать радиус виража.

Все эти свойства ГАВ обусловлены более плавным обтеканием лобика.
Поскольку максимальная толщина на 40%, поток разгонятеся на большей
длине и градиенты давления меньше. Кроме того ГАВ имеет более тупой
лобик и все это вместе позволяет размазать подъемную силу на большую
площадь поверхности профиля.
Вто же время на Р-111а вся подъемная сила создается лобиком - 25
процентов поверхности. И на этом участке нужно разогнать поток до той
же скорости что у ГАВ на 40%. Отсюда чувствительность к форме и
загрязнениям лобика. Ведь Р-111а создавался Красильщиковым как профиль
для Планеров.
Все что за лонжероном уже почти не создает подъемносй силы. Не раз
бывали случаи отрыва ткани с верхней поверхности крыла - это даже не
всегда замечали.
 
Были 2 самолета в Екатеринбурге
с разными профилями и олдниаковыми моторами. ГАВ более летучий и очень
плавный срыв. Фактически профиль не срывается и не клюет а переходит в
парашютирование.
Довелось на них полетать и "повыеживаться", все так.
 
Все что за лонжероном уже почти не создает подъемносй силы. Не раз
бывали случаи отрыва ткани с верхней поверхности крыла - это даже не
всегда замечали.
Все там создает подьемную силу- от носика до хвоста. Сдеайте хвостик соответствующей формы, утолщенной, с резкими углами ( или закрылок Гарнея) и увидите как Су возросло, и цд конкретно назад сместился.
Не каждый летчик испытатель может внянто обьяснить картину, что уж говорить про любителей, поэтому все эти тексты-плюс минус лапоть. Четный аэропракт прекрасно летает на р3а по всему миру
 
Летает все. Именно поэтому важен опыт изготовления двух одинаковых самолетов с разным профилем. Где все и вылезает
 
Поскольку максимальная толщина на 40%, поток разгонятеся на большей
длине и градиенты давления меньше. Кроме того ГАВ имеет более тупой
лобик и все это вместе позволяет размазать подъемную силу на большую
площадь поверхности профиля.
ИМХО резкий срыв скорее ассоциирован с малым радиусом носка, чем с передним положением максимума толщины. Р-III отличает от P-II, в частности, малый радиус закругления носка.

Есть много лобастых профилей с хорошими срывными характеристиками (тот же P-II). Есть пример (виртуальный), когда, "надувая" лобик, я сделал срыв у профиля более плавным:

ЕМНИП в старину для аэробатики лучшими считались профиля, похожие на толстую трубу, дополненную клином сзади - именно ради плавного срыва. При том, что положение центра давления у них было относительно передним, т.е. "размазывания подъёмной силы" не было.
 
Последнее редактирование:
Сх0 не имеет никакого практического значения, потому что в общем сопротивлении это ни о чем.
А профильное сопротивление по отношению к индуктивному - ничтожно. Еще более ничтожна разница в ламинарном и турбулентном трении.
Альтернативную аэродинамику продвигаете, как блиставший тут на форуме Anatoly? 😉
Поданным американской продувки модели крыла удлинением 6 с профилем NACA 23015, Сх0=0,008, а Сх=0,016 достигается при Су=1,15!
Из моих расчётов некоего аэроплана: Сх0 кр=0,0096, Сх0=0,0286, а при Су=0,6 (К мах) , Сх=0,0554 , т.е. профильное сопротивление крыла почти 20% общего! У самолёта с неубирающимся шасси.😛
 
Альтернативную аэродинамику продвигаете, как блиставший тут на форуме Anatoly? 😉
Поданным американской продувки модели крыла удлинением 6 с профилем NACA 23015, Сх0=0,008, а Сх=0,016 достигается при Су=1,15!
Из моих расчётов некоего аэроплана: Сх0 кр=0,0096, Сх0=0,0286, а при Су=0,6 (К мах) , Сх=0,0554 , т.е. профильное сопротивление крыла почти 20% общего! У самолёта с неубирающимся шасси.😛
Вы правы. Я имел в виду Сх0. Невозможно померить профильное сопротивление отдельно от индуктивного. измеряют просто сопротивление крыла и называют его профильным. А дескать, индуктивное это уже добавка в зависимости от удлинения. Но это не так. В том значении, которое вы берете из атласа уже есть индуктивная составляющая, но измеренная с большими погрешностями с влиянием стенок трубы
 
В общеприятой аэродинамике, индуктивное сопротивление есть следствие наличия подъёмной силы, когда её нет, нет и индуктивного сопротивления. Углубляться в альтернативные теории я не вижу для себя необходимости. Жизнь конечна. 😉
 
именно. если есть замеренный Су, то есть и индуктивная составляющая в Сх. Отделить ее от замеренного профильного сопротивления невозможно
 
Существующая теория индуктивного сопротивления отделяет достаточно точно. Ведь продуваются и крылья конечного удлинения.
 
Здесь хотелось бы пояснений. В Атласе продувок написано Су=1.0, Сх= 0.1, например. Как отсюда получить отдельно профильное сопротивление, отдельно индуктивное?
Сказку о крыле бесконечного удлинения я бы сравнил со сказкой о коммунистическом обществе. Ни того ни другого никто не видел, но все могут рассуждать. При крыле бесконечного удлинения каждый метр размаха создает подъемную силу, но как бы не имеет индуктивного сопротивления. В воздухе индуцируются вертикальные скорости, но энергия на это не тратится. Это полная чушь. Теоретически в идеальной жидкости крыло бесконечного удлинения возможно, но не в воздухе. И я бы советовал не прибегать к таким сравнениям
 
Коммунистическое общество есть! В еврейских кибуцах, некоторых религиозных общинах, и отдельных племенах.😊 Так почему же не быть крылу с характеристиками бесконечного удлинения?
В АТ КАИ например, широко применялся метод продувки полумоделей, т.е. полусамолёта, который прислонён к плоской стенке, и его характеристики замечательно пересчитывались на характеристики целого.
В атласе профилей всегда есть величина Сх0, от неё и исходим! И вы полагаете, что никто до сих пор не сравнил теоретически вычисленные величины Схi с данными продувок моделей разного удлинения или с условно бесконечными моделями? 🧐
 
Когда то скопировал себе в блокнот-
http://www.reaa.ru/cgi-bin/yabb/YaBB.pl?num=1451281164/1411#1411

Re: Конкурс на лучший партизанский самолет
Ответ #1411
GA(W)-1 Имеет преимущества перед Р-111а.
Первое- отношение Сха проф к Суа с выпущенной механизацией. Этот
профиль дает гораздо больший прирост Су при выпуске закрылков. С
обычным щелевым закрылком можно достичь Суа проф=2,8 а у крыла 2,4.
С закрылком Фаулера можно достичь Суапроф = 4 !!!!
Тут ни один профиль рядом не стоял. Это позволяет при той же площади
крыла иметь более низкую посадочную скорость.

Второе преимущество, может быть даже более важное - низкая
чувствительность к загрязнениям передней кромки и обледенению. На
гидросамолетах это многократно проверено - Летаем с мокрым крылом
Р-111а- не взлетает.
ГАВ- по барабану брызги и даже лед на передней кромке.
У нас все производители амфибий уже перешли на ГАВ-1 давно. И взлетные
лучше и сваливание мягче и не боится обледенения.

Были у нас сравнительные испытания в 2002 году когда мы строили серию
Че-25 у нас были матрицы ГАВ и Р-111а. Были 2 самолета в Екатеринбурге
с разными профилями и олдниаковыми моторами. ГАВ более летучий и очень
плавный срыв. Фактически профиль не срывается и не клюет а переходит в
парашютирование.
На наших химиках это очень помогает - перегруженный самолет не
сваливается в вираже а просто начинает увеличивать радиус виража.

Все эти свойства ГАВ обусловлены более плавным обтеканием лобика.
Поскольку максимальная толщина на 40%, поток разгонятеся на большей
длине и градиенты давления меньше. Кроме того ГАВ имеет более тупой
лобик и все это вместе позволяет размазать подъемную силу на большую
площадь поверхности профиля.
Вто же время на Р-111а вся подъемная сила создается лобиком - 25
процентов поверхности. И на этом участке нужно разогнать поток до той
же скорости что у ГАВ на 40%. Отсюда чувствительность к форме и
загрязнениям лобика. Ведь Р-111а создавался Красильщиковым как профиль
для Планеров.
Все что за лонжероном уже почти не создает подъемносй силы. Не раз
бывали случаи отрыва ткани с верхней поверхности крыла - это даже не
всегда замечали.
Очень интересно, Тут Р-IIIА с Р-III не перепутали случайно? Это абсолютно разные профили. Аэропракты с Р-IIIА прекрасно летают. И про невозможность взлёта на мокром А-22 упоминаний не слышал...
Может господин Яковлев прокомментирует? А про GA(W)-1 по срыву - интересно, неужели он безопасней на этом режиме?
 
Немного фолк-сайенс в тему.

Задача: выбрать профиль, обеспечивающий наибольшую дальность, при заданных скорости сваливания, массе самолёта, количестве топлива (точнее, энергии) и удельном энергопотреблении движка. Площадь крыла и крейсерская скорость не заданы (зависят от профиля).

Инструменты: справочник и редактор профилей Airfoiltools; прога JavaFoil.

Чтобы сравнивать крейсерские характеристики профилей, надо знать, какой режим является крейсерским, т.е. знать угол атаки, при котором достигается наибольшая дальность. Максимальной дальности соответствует максимальное соотношение скорость/потребная тяга V/P, именно об этом поляра Жуковского. Данное соотношение пропорционально Сy/Сx^2. Ещё раз. Коэффициент подъёмной силы, делённый на квадрат коэффициента сопротивления – именно эта величина при прочих равных пропорциональна дальности. Это принципиальный момент, почему-то плохо изложенный в литературе (например, этого нет здесь).

Нюанс. Для определения дальности аппарата нам нужны Сy(α) и Сx(α) именно аппарата, а не профиля и даже не крыла. Как перейти от характеристик профиля к характеристикам аппарата? В JavaFoil штатными средствами реализован переход к характеристикам крыла: для этого там задаются удлинение и качество поверхности. Чтобы б.-м. релевантно перейти к характеристикам аппарата, надо добавить паразитное сопротивление, которое увеличивает Cx, не влияя на Cy. Я нашёл хак: размыкая заднюю кромку (редактор профилей JavaFoil для этого поворачивает верхнюю и нижнюю линии профиля относительно передней кромки) вот так:
NACA 7(55)20 gap.jpg

- мы получаем именно то, что нужно: поляра Сy(Cx) смещается вправо, кривая Сy(α) практически не меняется.

Дальше я ввёл допущение: пусть независимо от профиля K max аппарата будет 12. Таким образом, имея на входе линейку профилей и подбирая зазор задней кромки, на выходе я получил линейку виртуальных самолётов с K max = 12 и таблицы Сy(α) и Сx(α) для них.

Дальше для каждого я нашёл крейсерский α, соответствующий максимуму Сy/Сx^2. Дальше посчитал то, что в таблице ниже.

table1.jpg


Пояснения.

Относительная дальность Range rel. – это произведение (K cruise / K max)*(V cruise / V min) – с учётом того, что дальность R ~ V/P ~ VK. Поскольку K max и V min одинаковы для всех аппаратов по условиям задачи и деление на них не влияет на пропорциональность, вместо абсолютных качества и скорости можно брать относительные.

В последней строчке – величина (Сy крейс.^0.5 * Сy max^0.5) / Сy крейс. Её максимум получается условием максимальной дальности вместо максимума Сy / Сx^2 , если исключить из прочих равных площадь крыла (которая при заданной скорости сваливания обратно пропорциональна Сy max). Поскольку мы говорим о самолётах, а не о крыльях - в нашем виртуальном случае самолёты с более несущими профилями получаются меньше при одинаковой массе. Я претенциозно назвал упомянутую аэродинамическую характеристику аппарата Powered Flight Dignity (самолётное достоинство). Фактически это относительная дальность с другой стороны: отн. дальность = PFD/К max, т.е. эти величины пропорциональны при заданном K max.

Интересно, применяется ли соотношение (Сy крейс.^0.5 * Сy max^0.5) / Сy крейс. в большой науке и если да – то как оно называется.

____________________________________
Почему сравнивались именно эти профиля:

GA(W)-1 и R-3a популярны в отечественной АОН.

GA(W)-1 mod – уменьшен момент и улучшена скороподъёмность ценой ухудшения срывных характеристик.

ARA-D – высоконесущий низкомоментный профиль (редкое сочетание). Разработан для корневых частей лопастей пропеллеров. Если верить JavaFoil, его Cm сопоставим с таковым у R-3а!
ara-d.jpg

moments1.jpg


Eppler 858 – просто высоконесущий профиль. Разработан для корневых частей лопастей пропеллеров.

NACA-7520 и подобные – согласно моим предыдущим изысканиям, наилучшие из 4-значной серии NACA по соотношению Cy max / Cx @ 2 V min. Скорость в 2 скорости сваливания бралась потому, что близка к крейсерской, которую я тогда ещё не мог рассчитывать более точно.
NACA 7(55)20.jpg



Sikorsky SC1012R8– интересен очень высоким для 12% профиля Сy max, а также тем, что, модифицировав его путём изгиба по радиусу 600% хорды, получаем плоскую нижнюю поверхность от носка до задней кромки, а также тем, что распределение толщины по хорде делает его очень подходящим для 2-лонжеронных крыльев. Его Cm между Р-3a и GA(W)-1.
Sikorsky SC1012R8 R600.jpg


___________________________________
Угол отклонения закрылков брался 20, а не 30 градусов из соображений применения флаперонов по всему размаху (нужен запас на работу в качестве элерона).

___________________________________
Выводы:

1. Показатели GA(W)-1 и Р-3а 17% без закрылков сопоставимы, с закрылками GA(W)-1 лучше по дальности на 5%.

2. Модифицированный Сикорски SC1012R8 сопоставим с Р-3а как с закрылками, так и без.

3. NACA-7(55)20 и 7(55)20-7(35) без механизации дают результаты сопоставимые с механизированным GA(W)-1. Оснащение крыльев с этими профилями флаперонами по всему размаху добавляет лишь ок. 10% дальности и столько же крейсерской скорости – т.е. вряд ли оправдано.

Проблема с высоконесущими профилями без механизации в том, что стабилизатор должен создавать отрицательную подъёмную силу в широком диапазоне положительных углов атаки крыла. Проблема усугубляется тем, что если мы строим высокоплан, чтобы бороться с кручением крыла с помощью V-образного подкоса с контрподкосом – то на больших углах атаки имеем более переднюю центровку. Всё это делает практически необходимым применение перекладываемого стабилизатора, т.е. конструктивно упрощая крыло, мы усложняем оперение. Впрочем, если мы захотим от GAW-1 таких же характеристик, как от NACA-7520 – то нам понадобится реально сложное крыло: вместо флаперонов отдельно зависающие элероны и отдельно закрылки на 30 градусов или закрылки Фаулера. А с Фаулером и перекладной стаб, возможно, окажется логичным.

Применение высоконесущих высокомоментных профилей нельзя назвать извращением или ересью: на Fairchild A-10 стоит NACA 6716.
Screenshot_2021-01-27 42897292 pdf(1).png
 
Последнее редактирование:
Проблема с высоконесущими профилями без механизации в том, что стабилизатор должен создавать отрицательную подъёмную силу в широком диапазоне положительных углов атаки крыла
Если ЦТ перед ЦД, то да. Но если мы увеличим Аго, что позволит сдвинуть центровку назад за ЦД, стабилизатор должен будет создавать уже положительную подъемную силу( пикирующий момент) .

ЗЫ. Отрицательная подьемная сила как то глаз режет. Подьемная, но отрицательная, вниз. Поднимать вниз.
Может правильнее-момент на кабрирование и момент на пикирование?


Дальше-зачем кручение снимать V подкосом? Других вариантов нет?
 
Последнее редактирование:
если мы захотим от GAW-1 таких же характеристик, как от NACA-7520 – то нам понадобится реально сложное крыло: вместо флаперонов отдельно зависающие элероны и отдельно закрылки на 30 градусов или закрылки Фаулера

Продувки GA(W)-1 с простым (не щелевым) закрылком (элероном), с хордой 20%, дают Су=3. Зачем вам ещё и "фаулер"?
 
Нашёл в своём предыдущем сообщении описки. Во-первых, индикатором дальности является (Сy крейс.^0.5 * Сy max^0.5) / Сх крейс. , а не (Сy крейс.^0.5 * Сy max^0.5) / Сy крейс. Во-вторых, эта величина в таблице, разумеется, в последнем столбце, а не строчке.
 
Последнее редактирование:
если мы увеличим Аго, что позволит сдвинуть центровку назад за ЦД, стабилизатор должен будет создавать уже положительную подъемную силу( пикирующий момент)
- Это верно. Надо будет ещё и этим озадачиться...
 
Продувки GA(W)-1 с простым (не щелевым) закрылком (элероном), с хордой 20%, дают Су=3. Зачем вам ещё и "фаулер"?
- А можно ссылку? Ибо
С обычным щелевым закрылком можно достичь Суа проф=2,8 а у крыла 2,4. С закрылком Фаулера можно достичь Суапроф = 4 !!!!
- причём непонятно, какие опыты/расчёты дали такой результат. Вот здесь с закрылком на 0,45 размаха получили 1,7 с обычным и 1, 75 со щелевым. Сейчас пересчитал в JavaFoil с закрылком 20% 30 градусов и получил профильный Сy 2,63, а у крыла с удинением 6 - Сy 1,97. Если с простым профильный 2,6 - то это неплохо согласуется с процитированным сообщением, в котором со щелевым профильный 2,8.

Вы просто взгляните на профиль - и поймёте, что именно Фаулер туда просится. Получается продолжение крыла без излома.
 
Последнее редактирование:
Назад
Вверх