Ловите для Ре 370 000, 510 000, и 670 000. Ищите по названию данный отчет, там все есть, у меня только в бумажном архиве
Профиль крыла
Zakhar
Я шью кайты, парапланы и парашюты.
- Откуда
- Санкт-Петербург
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.
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.
Довелось на них полетать и "повыеживаться", все так.
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
Zakhar
Я шью кайты, парапланы и парашюты.
- Откуда
- Санкт-Петербург
Летает все. Именно поэтому важен опыт изготовления двух одинаковых самолетов с разным профилем. Где все и вылезает
daredevil
хочу летать ночью
- Откуда
- Belarus, Minsk
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:
KAA
Ненавижу Солидворкс!
- Откуда
- Россия, Казань
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.😛
Zakhar
Я шью кайты, парапланы и парашюты.
- Откуда
- Санкт-Петербург
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 трубыАльтернативную 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.😛
KAA
Ненавижу Солидворкс!
- Откуда
- Россия, Казань
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.
Zakhar
Я шью кайты, парапланы и парашюты.
- Откуда
- Санкт-Петербург
именно. если есть замеренный Су, то есть и индуктивная составляющая в Сх. Отделить ее от замеренного профильного сопротивления невозможно
KAA
Ненавижу Солидворкс!
- Откуда
- Россия, Казань
Существующая теория индуктивного сопротивления отделяет достаточно точно. Ведь продуваются и крылья конечного удлинения.
Zakhar
Я шью кайты, парапланы и парашюты.
- Откуда
- Санкт-Петербург
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
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
KAA
Ненавижу Солидворкс!
- Откуда
- Россия, Казань
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? 🧐
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? 🧐
- Откуда
- Батайск
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?
daredevil
хочу летать ночью
- Откуда
- Belarus, Minsk
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:
- 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.
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!
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.
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.
___________________________________
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.
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:
- 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.
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!
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.
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.
___________________________________
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.
Последнее редактирование:
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:
erisky
Я люблю строить самолеты!
- Откуда
- г.Оренбург
Продувки GA(W)-1 с простым (не щелевым) закрылком (элероном), с хордой 20%, дают Су=3. Зачем вам ещё и "фаулер"?
daredevil
хочу летать ночью
- Откуда
- Belarus, Minsk
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:
daredevil
хочу летать ночью
- Откуда
- Belarus, Minsk
- Это верно. Надо будет ещё и этим озадачиться...
daredevil
хочу летать ночью
- Откуда
- Belarus, Minsk
- А можно ссылку? Ибо
- 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: