Denis
Я люблю самолеты!
- Откуда
- Украина, Донецк
Профиль крыла
Боюсь,умру и не узнаю,какое же решение применит наш книжный гений.Точнее,какое же решение [highlight]применил[/highlight] 😀
Нисколько в этом не сомневаюсь - равно как и никакое иное.Только причина несколько другая.
- Замполит отчитывает техника за неубранное рабочее место.Техник оправдывается как может:
- Товарищ майор - Вам хорошо так говорить:рот закрыл и рабочее место убрано.
А мне целый самолет зачехлять...
- Откуда
- Саратовская обл.
А всё потому у него так..............[highlight].не любит он физический труд[/highlight]! :🙂
Denis
Я люблю самолеты!
- Откуда
- Украина, Донецк
Не то, чтобы я не люблю физический труд вообще, но не люблю тяжелый.
Потому у меня такое решение, при котором единственная тяжелая форма обслуживания будет 30-летняя.
Потому у меня такое решение, при котором единственная тяжелая форма обслуживания будет 30-летняя.
Денис собирается жить вечно...как Ленин.
чего-то какие-то споры непонятные... где тут профиль? при чем здесь ресурс? зачем лонжероны и тракторы?
Любой схемой можно обеспечить достаточный ресурс, не всегда любой - достаточную безопасть при повреждении. И - что? Давайте про профиль лучше🙂.
А на конструктивно силовые схемы крыла выделим отдельную ветку - там и схватимся🙂)))
Любой схемой можно обеспечить достаточный ресурс, не всегда любой - достаточную безопасть при повреждении. И - что? Давайте про профиль лучше🙂.
А на конструктивно силовые схемы крыла выделим отдельную ветку - там и схватимся🙂)))
520й, а говорил, не прикалываюсь,... какая классная драчка! Я получил немало удовольствия читая, и кстати кое-что новое для себя тоже почерпнул, так что, пардон, неправ, что учиться здесь нельзя.
Но вернусь к профилям. Предлагаю более пристальное внимание уделить старому проверенному 4412. У Торенбика встречал упоминание о фантастических Су на этом профиле с простым щелевым закрылком. Вообще, табличка о приростах Су и Сх в некоторых учебниках при применении разной механизации применима, мне кажется, только как обзорная при первом знакомстве с темой.
Меня "прикалывает"(вызывает недоумение) ссылочка о том как сильно влияет форма щели... Здесь явное "белое пятно" в теоретической("статистической") аэродинамике, в рамки которой цифры приведённые Торенбиком не влезают...
Конечно по объёму, жёсткости на кручение, строительным высотам лонжеронов,.. профиль 4412 никакого сравнения с Гавами не выдерживает, и в крейсере для скоростного с-та он сильно уступает,но... оптимизация должна быть комплексной, а не примитивной, вроде лучшего отношения Су в какой-то степени к Сх какому-то, пардон, ИМХО.
Где-то на предыдущей стр форума TheRaven писал об этом,.. особенно понравилось первым пунктом "сначала рисуем компоновку..."++
Мне почему-то думается что вихревая теория обтекания от "отцов" аэродинамики в корне неверна, точнее там нет вразумительной теории, в неё плохо вписываются практически все птицы и водоплавающие, совсем не вписываются физически существующие (а не теоретические) вихри, устойчивые тороидальные - вроде колец дыма, или смерчи, которые по классической теории вязкости должны тут же распадаться на более мелкие и гаснуть (что и происходит при определённых, вернее совсем непонятных условиях). Потому и не получается простой и вразумительной теории, опираясь на которую можно было бы проектировать нужные по заданным критериям профиля, а не пытаться мучительно подбирать...
Может кто проверит, верхняя дужка профиля 4412 сильно отличается от оной 23015 ? У меня проги нет под рукой, чтобы нарисовать в одном масштабе и "наложить" друг на друга эти профили. У 4412 очень интересная верхняя дужка...
С уважением, Айрат.
Но вернусь к профилям. Предлагаю более пристальное внимание уделить старому проверенному 4412. У Торенбика встречал упоминание о фантастических Су на этом профиле с простым щелевым закрылком. Вообще, табличка о приростах Су и Сх в некоторых учебниках при применении разной механизации применима, мне кажется, только как обзорная при первом знакомстве с темой.
Меня "прикалывает"(вызывает недоумение) ссылочка о том как сильно влияет форма щели... Здесь явное "белое пятно" в теоретической("статистической") аэродинамике, в рамки которой цифры приведённые Торенбиком не влезают...
Конечно по объёму, жёсткости на кручение, строительным высотам лонжеронов,.. профиль 4412 никакого сравнения с Гавами не выдерживает, и в крейсере для скоростного с-та он сильно уступает,но... оптимизация должна быть комплексной, а не примитивной, вроде лучшего отношения Су в какой-то степени к Сх какому-то, пардон, ИМХО.
Где-то на предыдущей стр форума TheRaven писал об этом,.. особенно понравилось первым пунктом "сначала рисуем компоновку..."++
Мне почему-то думается что вихревая теория обтекания от "отцов" аэродинамики в корне неверна, точнее там нет вразумительной теории, в неё плохо вписываются практически все птицы и водоплавающие, совсем не вписываются физически существующие (а не теоретические) вихри, устойчивые тороидальные - вроде колец дыма, или смерчи, которые по классической теории вязкости должны тут же распадаться на более мелкие и гаснуть (что и происходит при определённых, вернее совсем непонятных условиях). Потому и не получается простой и вразумительной теории, опираясь на которую можно было бы проектировать нужные по заданным критериям профиля, а не пытаться мучительно подбирать...
Может кто проверит, верхняя дужка профиля 4412 сильно отличается от оной 23015 ? У меня проги нет под рукой, чтобы нарисовать в одном масштабе и "наложить" друг на друга эти профили. У 4412 очень интересная верхняя дужка...
С уважением, Айрат.
Айрат,
Попробуйте оценить степень отличия с моих слов. Я их друг к другу не прикладывал, но все же:
Оба серии профилей, и четырехзначная, и пятизначная, имеют одинаковое распределения толщин относительно средней линии. Т.е. если вы распрямите среднюю линию 4412 и 23012, то оба полученных таким образом профиля совпадут и совпадут они еще с профилем 0012. Все отличие профилей этих двух серий в форме средней линии. У четырехзначной - это дуга параболы, если не ошибаюсь. У пятизначной - это комбинация кривой (не помню какой) и прямой линии, по сути пятизначные профили - это симметричные с отклоненным носком. Так что если отсечь от 15-20% спереди от профилей 23015, 43015, 0015, то три оставшиеся хвостовые формы можно совместить в одну простым поворотом относительно задней кромки - они совпадают!
Попробуйте оценить степень отличия с моих слов. Я их друг к другу не прикладывал, но все же:
Оба серии профилей, и четырехзначная, и пятизначная, имеют одинаковое распределения толщин относительно средней линии. Т.е. если вы распрямите среднюю линию 4412 и 23012, то оба полученных таким образом профиля совпадут и совпадут они еще с профилем 0012. Все отличие профилей этих двух серий в форме средней линии. У четырехзначной - это дуга параболы, если не ошибаюсь. У пятизначной - это комбинация кривой (не помню какой) и прямой линии, по сути пятизначные профили - это симметричные с отклоненным носком. Так что если отсечь от 15-20% спереди от профилей 23015, 43015, 0015, то три оставшиеся хвостовые формы можно совместить в одну простым поворотом относительно задней кромки - они совпадают!
M
Magnum
Не правельно вопрос в корне поставлен, здесь сложная задача оптимизации, и при том всего самолета, согласен с TheRaven, надо именно подбирать в купе параметры крыла, т.к. от них зависят и площади ВО и ГО и их плеч, соответственно чем меньше площадь, тем меньше ВО и ГО и плечо. Соответственно в теории выгодно ставить мощьную механизацию (предкрылки, закрылки) для обеспечения требуемой взлетной скорости. А для обеспечения максимальной скорости нужено минимальное сопротивление и соответственно меньшая площадь нужна.
Вот и считайте, подставте один профиль, подсчитайте с ним требуемую площадь крыла для обеспечения скорости сваливания с механизацией, затем посчитайте максималку и тоже самое с другим профилем, у кого будет выше тот и берите.
По мимо этого есть скороподъемность которая зависит от аэродинамического качества самолета в наборе высоты (при одинаковой скорости набора) и массы, тоже противоречие чем больше размах(площадь постоянна т.к. скорость взлетная задается) тем больше масса и надо найти оптимальное значение чтоб скороподъемность была максимальной, надо не забывать что плечи и площади ВО и ГО тоже будут менятся и тянут за собой массу.
Объеденить эти две задачи мне пока не удалось.
Единственное могу сказать из расчетов что от профиля мало чего зависит, больше толку будет при правельном выборе параметров крыла (размах, хорда (площадь зависит от Cy)) и установки мощьной механизации типа закрылка фаулера и убираемого предкрылка, но это уже от возможностей.
И ещё надо не забывать что ламинарный профиль плохо ведет себя на малых скоростях, в отличии от Р-3, а у некоторых большой наклон поляры Cy от альфа и сильно в болтанку колбасит, так что выбор профиля это больше дело вкуса и привычек(собака не там зарыта). Конечно есле не утрировать принимая профиля с толщиной с=30 или наоборот с=8..10
Вот и считайте, подставте один профиль, подсчитайте с ним требуемую площадь крыла для обеспечения скорости сваливания с механизацией, затем посчитайте максималку и тоже самое с другим профилем, у кого будет выше тот и берите.
По мимо этого есть скороподъемность которая зависит от аэродинамического качества самолета в наборе высоты (при одинаковой скорости набора) и массы, тоже противоречие чем больше размах(площадь постоянна т.к. скорость взлетная задается) тем больше масса и надо найти оптимальное значение чтоб скороподъемность была максимальной, надо не забывать что плечи и площади ВО и ГО тоже будут менятся и тянут за собой массу.
Объеденить эти две задачи мне пока не удалось.
Единственное могу сказать из расчетов что от профиля мало чего зависит, больше толку будет при правельном выборе параметров крыла (размах, хорда (площадь зависит от Cy)) и установки мощьной механизации типа закрылка фаулера и убираемого предкрылка, но это уже от возможностей.
И ещё надо не забывать что ламинарный профиль плохо ведет себя на малых скоростях, в отличии от Р-3, а у некоторых большой наклон поляры Cy от альфа и сильно в болтанку колбасит, так что выбор профиля это больше дело вкуса и привычек(собака не там зарыта). Конечно есле не утрировать принимая профиля с толщиной с=30 или наоборот с=8..10
Alex_520
Сменил аватарку - ушёл в малую авиацию
- Откуда
- Западный Урал, Пермский край
Оригинальный профиль на W-8 мне лично не нравится очень малыми запасами по углу атаки при полёте на больших высотах (имею в виду высоту порядка 3.000 м над уровнем моря).
Летать с такими скоростями "на брюхе" ниже нижнего конечно же круто, но малореально при полётах на дальние расстояния. Удовольствия мало, а поту много...
Для маршрутного полёта продолжительностью более 3-х часов весьма желательно залезть повыше (под разрешённый медиками "потолок" для самолётов с негерметичной кабиной - те самые 3000 м). Тогда и истинная будет побольше и болтанка - поменьше. И ориентировку по ПВП вести гораздо "прощее".
А там потребуется тот самый запас по углу атаки, про который и идёт речь. Вспомните питерский ТУ-154 под Донецком или тот же ТУ-154 под Карши, которые сорвались в штопор при выходе на закритические углы атаки по ошибке их профессиональных пилотов - нам оно это надо?
Так что очень желательно иметь на крыле профиль. который бы позволял иметь на высоте полёта в 3.000 м запас по углу атаки не 1,5 - 2,0 градуса, а вдвое поболее того. :IMHO
Или я опять ошибаюсь?
Летать с такими скоростями "на брюхе" ниже нижнего конечно же круто, но малореально при полётах на дальние расстояния. Удовольствия мало, а поту много...
Для маршрутного полёта продолжительностью более 3-х часов весьма желательно залезть повыше (под разрешённый медиками "потолок" для самолётов с негерметичной кабиной - те самые 3000 м). Тогда и истинная будет побольше и болтанка - поменьше. И ориентировку по ПВП вести гораздо "прощее".
А там потребуется тот самый запас по углу атаки, про который и идёт речь. Вспомните питерский ТУ-154 под Донецком или тот же ТУ-154 под Карши, которые сорвались в штопор при выходе на закритические углы атаки по ошибке их профессиональных пилотов - нам оно это надо?
Так что очень желательно иметь на крыле профиль. который бы позволял иметь на высоте полёта в 3.000 м запас по углу атаки не 1,5 - 2,0 градуса, а вдвое поболее того. :IMHO
Или я опять ошибаюсь?
А ты на втором крейсере хочеш под фронтальной кучёвкой спокойно пройти?.... 🙂
Впрочем ты прав... запас по бурбуляции лучше иметь... чтоб не висеть на ручке... мне его родной профиль с острой передней кромкой тоже не очень нравится...
Alex_520
Сменил аватарку - ушёл в малую авиацию
- Откуда
- Западный Урал, Пермский край
Я хочу чтобы на самолёте (без АУАСП на борту) был бы хороший запас по углу атаки, гарантирующий от выхода на околокритические углы атаки при "взбалтывании".
А для этого альфа критический у профиля должен быть не менее 10-11 градусов. Больше - лучше! :IMHO
А для этого альфа критический у профиля должен быть не менее 10-11 градусов. Больше - лучше! :IMHO
Похоже.Вот посмотрите:
- Су равен частному от деления нагрузки на крыло на скоростной напор.
- Предположим,Ваш полетный вес 500 кг:при площади 8 м^2 нагрузка на крыло составит 62.5 кГ/м^2.
- Скоростной напор равен ро*V^2/2;если ро на нулевой высоте равно 1.225кг/м^3,а относительная плотность на высоте 3 км составит 0.692,ро при Н=3км составит 0.8477кг/^3.Скорость при этом равна 300 км/ч или 83.3м/с.
- Тогда q=0.8477/9.81*83.3^2/2 =300кГ/м^2.
- Теперь,разделив нагрузку на крыло,равную 62.5 кГ/м^2 на скоростной напор,равный 300кГ/м^2 ,получим потребный Су равным примерно 0.21 - таким образом Вы имеете не 1...2 градуса,а совершенно огромный запас по подъемной силе и углу атаки практически на любом,взятым наобум профиле.
Подозреваю,что в своих расчетах Вы допустили ошибку с системой измерений.
Вот как-то так.
Alex_520
Сменил аватарку - ушёл в малую авиацию
- Откуда
- Западный Урал, Пермский край
Владимир Павлович!
А Вы уверены в том, что на высоте 3000 м невысотный двигатель без насилия над ним позволит нам обеспечить такой скоростной напор?
Кажется мне, что при истинной скорости порядка 300 км/час на этой высоте полёта скорость по прибору будет около 230 км/час (плюс-минус 5 км/час). А это уже 64 м/сек.
И тогда потребный Су на такой высоте и скорости будет уже порядка 1,05. А это уже зона околокритических углов атаки.
Или я опять неправильно считаю?
А Вы уверены в том, что на высоте 3000 м невысотный двигатель без насилия над ним позволит нам обеспечить такой скоростной напор?
Кажется мне, что при истинной скорости порядка 300 км/час на этой высоте полёта скорость по прибору будет около 230 км/час (плюс-минус 5 км/час). А это уже 64 м/сек.
И тогда потребный Су на такой высоте и скорости будет уже порядка 1,05. А это уже зона околокритических углов атаки.
Или я опять неправильно считаю?
Обычный 912-й Ротакс на трех километрах работает безо всякого напряга,снизив максимальную мощность в той же пропорции,что и давление,т.е 0.7.В подтверждение поглядите - есть ветка об яковлевких А-22 в Непале,там лазили и на 4000 м (примерно - сейчас лень искать вновь).
Истинная скорость - она и в Африке истинная,т.е 300 км/ч ВСЕГДА будет 62.5 м/с потому,что получается путем деления 300 на 3.6.
Аэродинамические формулы всегда оперируют только истинной скоростью т.к.все поправки вводят для учета реальных особенностей измерений посредством анероидных приборов - для теории это безразлично.Поэтому то,о чем я говорю,справедливо для расчета характеристик,а для расчета маршрута действительно придется оперировать приборной скоростью,поправкой на ветер и пр.
Непонятно,как вы считаете,если потребный Су на скорости 62.5 м/с (0.21)так сильно отличается от Су на 64 м/с (1.05),а,самое главное - почему он ВЫШЕ??? По мне так если Су при 62.5 м/с равен 0.21,то на 64 м/с он составит 0.2.
Alex_520
Сменил аватарку - ушёл в малую авиацию
- Откуда
- Западный Урал, Пермский край
Заблудился в скоростях и понятиях, видимо.
Меня всю жизнь учили, что истинная скорость - это скорость самолёта относительно поверхности земли в штилевых условиях (независимо от высоты полёта).
С учётом ветра она становится путевой.
А приборная воздушная скорость - это и есть тот самый скоростной напор, действующий на самолёт в полёте.
Что-то не так?
Меня всю жизнь учили, что истинная скорость - это скорость самолёта относительно поверхности земли в штилевых условиях (независимо от высоты полёта).
С учётом ветра она становится путевой.
А приборная воздушная скорость - это и есть тот самый скоростной напор, действующий на самолёт в полёте.
Что-то не так?
asz
Я люблю летать и самолеты!
Приборная скорость, скорость относительно воздушной массы.Истинная - скорость относительно земной поверхности.
Vист=Vпр х корень ро у земли/ ро на высоте полета.
Vпр = Vист х корень ро на высоте/ ро у земли.
Но я не думаю, что выполняя полет на крейсерской скорости, тем более на высотах около 3 км, Вам грозит такая болтанка, при которой возможно превышение критических углов атаки, если полет не выполняется в грозовую деятельность и Вы не решили "обойти" грозу "сверху". Может в ясную погоду наблюдаться "болтанка" в слое формирования кучевки, но не думаю что такой интенсивной.
Vист=Vпр х корень ро у земли/ ро на высоте полета.
Vпр = Vист х корень ро на высоте/ ро у земли.
Но я не думаю, что выполняя полет на крейсерской скорости, тем более на высотах около 3 км, Вам грозит такая болтанка, при которой возможно превышение критических углов атаки, если полет не выполняется в грозовую деятельность и Вы не решили "обойти" грозу "сверху". Может в ясную погоду наблюдаться "болтанка" в слое формирования кучевки, но не думаю что такой интенсивной.
Denis
Я люблю самолеты!
- Откуда
- Украина, Донецк
Все действующие сейчас нормы летной годности, применимые к легким самолетам, полностью запрещают установившийся полет на скорости ниже 1.3Vs1. Это значит, что запас Су до сваливания состаляет не менее 69%. Нивыгоднейшая скорость превосходит эту, минимально разрешенную, еще не менее, чем на 10%, а кроме начального набора высоты не имет смысла лететь на скорости менее наивыгоднейшей и тогда запас Су минимум двукратный. Эти же соотношения используются при выборе площади крыла и сравнении преимуществ и недостатков различных профилей.
Alex_520
Сменил аватарку - ушёл в малую авиацию
- Откуда
- Западный Урал, Пермский край
Всё это понятно и ежу. Однако уже не раз те самые ТУ-154 в штопор срывали при полётах на предельных высотах. Зная про запасы по углу атаки и имея перед глазами АУАСП где этот самый запас по углу атаки весьма наглядно показывается.