Профиль крыла
lav
Я люблю строить самолеты!
Ну конечно!!!! Понятия Су и Сх к профилям крыла никак не относятся! ;D В лучшем случае их можно использовать при проектировании сливных патрубков туалетов, выхлопных патрубков ,ну в крайнем случае, при проектировании шасси!..что для СЛА не представляет практических проблем :
G
georgka
Комментарии излишни (не хватило смайликов - стер).
Ну так давайте вернемся к нашим ба , то есть аэропланам.
Меня, например, волнует вопрос выбора крыла (профиля) для первой постройки. И здесь сразу пугают требования соблюдения точности на уровне 0,05-0,1мм. Что-то я, честно говоря, с трудом представляю свои возможности здесь на уровне меньше 1мм Ну не сами заклепки, так "волны" от них. Да и с гладкой, предположим, поверхностью такой точности в самом профиле мне не добиться, даже только в лобике...
Может кто посоветовать что для начинающего? Вроде НЕламинарные профили менее требовательны, это в самом деле так? Чем придется жертвовать, насколько примерно возрастет потребная мощность при равных условиях?
Или эта точность только ради соблюдения "плавности" профиля, которая автоматически обеспечится упругостью материала обшивки (дюраль напр.)
Меня, например, волнует вопрос выбора крыла (профиля) для первой постройки. И здесь сразу пугают требования соблюдения точности на уровне 0,05-0,1мм. Что-то я, честно говоря, с трудом представляю свои возможности здесь на уровне меньше 1мм
Ну не сами заклепки, так "волны" от них. Да и с гладкой, предположим, поверхностью такой точности в самом профиле мне не добиться, даже только в лобике...Может кто посоветовать что для начинающего? Вроде НЕламинарные профили менее требовательны, это в самом деле так? Чем придется жертвовать, насколько примерно возрастет потребная мощность при равных условиях?
Или эта точность только ради соблюдения "плавности" профиля, которая автоматически обеспечится упругостью материала обшивки (дюраль напр.)
Очень хорошие рекомендации приведены здесь: http://www.avia-master.ru/h/libry.htm Кашафутдинов С.Т., Лушин В.Н. Атлас аэродинамических характеристик крыловых профилей. - Новосибирск: СО РАСХН, 1994. - 78 с., ил.
Однако самый лучший ход - для первого самолета воспользоваться готовыми чертежами, или использовать удачное крыло от другого аэроплана.
"В наше время верить нельзя никому, даже себе. Мне - можно" (С)
Мюллер. 17 мгновений весны
Спасибо, скачал, изучаю...
Всегда рад помочь
не стесняйтесь обращаться!По информации от Ivan_V и собственным данным:
Крыло: Р-IIIA-15%
Г.О. симметричный профиль с постоянной строительной высотой
Угол установки крыла от СГФ +3,0 градуса
Угол установки ГО от СГФ -2,0 градуса
Примечание:
1. У данного образца полетная центровка 15% САХ, поэтому угол установки ГО следует привести в соответствие с центровкой конкретного самолета.
2. При данной схеме ГО и принятом коэффициенте статического момента, профилировка ГО не играет особой роли. Исходя из того, что стабилизатор свободнонесущий, можно использовать в корневом сечении любой симметричный профиль с относительно тупым носком (во избежание резкого срыва), и толщиной не менее 12% например - NACA 0012
Крыло: Р-IIIA-15%
Г.О. симметричный профиль с постоянной строительной высотой
Угол установки крыла от СГФ +3,0 градуса
Угол установки ГО от СГФ -2,0 градуса
Примечание:
1. У данного образца полетная центровка 15% САХ, поэтому угол установки ГО следует привести в соответствие с центровкой конкретного самолета.
2. При данной схеме ГО и принятом коэффициенте статического момента, профилировка ГО не играет особой роли. Исходя из того, что стабилизатор свободнонесущий, можно использовать в корневом сечении любой симметричный профиль с относительно тупым носком (во избежание резкого срыва), и толщиной не менее 12% например - NACA 0012
Для справки - о влиянии профиля на ЛТХ
Наименование самолета А11М2 А21М
Год выпуска 1985 1993
Двигатель РМЗ-640, без редуктора
Размах крыла, м 5,30 6.65
Площадь крыла, м2 3,56 6.00
Профиль крыла FX66-S02-196 P-IIIA
Масса полетная 220 260
Максимальная скорость, км/ч 190 140
Скороподъемность у земли, м/сек 4,5 3,0
Скорость посадочная , км/ч 90 75
Примечания.
ЛТХ А-11М2 приведены по результатам испытаний на СЛА-85 в Киеве
ЛТХ А-21М приведены по собственной практике
Наименование самолета А11М2 А21М
Год выпуска 1985 1993
Двигатель РМЗ-640, без редуктора
Размах крыла, м 5,30 6.65
Площадь крыла, м2 3,56 6.00
Профиль крыла FX66-S02-196 P-IIIA
Масса полетная 220 260
Максимальная скорость, км/ч 190 140
Скороподъемность у земли, м/сек 4,5 3,0
Скорость посадочная , км/ч 90 75
Примечания.
ЛТХ А-11М2 приведены по результатам испытаний на СЛА-85 в Киеве
ЛТХ А-21М приведены по собственной практике
И площади - тоже. Ради интереса можно прикинуть аэродинамические коэффициенты.
Принимая одинаковыми для обоих самолетов:
Мощность на валу = 23 000 Вт
КПД винта на макс. скорости = 0,65
Плотность воздуха у Земли = 1,25 кг/м3
Получим величины Сха на режиме макс. скорости: Для А-11М2 Сха=0,046, для А-21М Сха=0,067
Величины Суа пос получаются практически равными: Для А11М2 Суа пос=1,55 для А-21М Суа пос=1,54
Поскольку площадь поверхности фюзеляжа у А-21М и А-11М2 практически равны,
очевидна разница в суммарном сопротивлении крыла... вот и эффект от ламинарного профиля.
PS посадочная скорость в 90 км/ч была получена без зависания элеронов, поскольку пилоты, летавшие в 1985 г в Киеве на А-11М2, справедливо осторожничали. При использовании зависания (во время полетов в Самаре) посадочная скорость была 75 км/час, что соответствует Суа пос = 2,2. Поскольку элероны А-11М2 были по всему размаху, такая величина представляется вполне правдоподобной.
Сравнение не при прочих равных условиях всегда чревато...
В Вашем примере я сам,например,(хотя в авиации не первый день),не проведя собственных расчетов,в этой очевидной разнице не убедился - даже не понял,имеется ли в виду очевидное улучшение засчет ламинарного профиля,либо наоборот.
Пересчитай,скажем,Вы тот или другой самолет на площадь второго,сравнение было бы действительно более очевидным.
См. приведение равных условий: мощности, КПД винта, плотности воздуха. Равество сопротивления фюзеляжей - из сравнения чертежей того и другого самолета
Расчет Сха самолета на режиме максимальной скорости выполнени из равенства потребной и располагаемой мощностей:
(Сха * S * Ro * Vmax^ 3)/2 = N * Eta
Eta - КПД винта
Ro - плотность воздуха
Отсюда рассчитан Сха САМОЛЕТА на режиме Vmax: Для А-11М2 Сха=0,046, для А-21М Сха=0,067
Суа на режиме максимальной скорости: Для А-11М2 Суа=0,35 для А-21М Суа=0,45
Давайте теперь определим индуктивное сопротивление, принимая для обоих самолетов коэффициент Освальда Es=0.8
Удлиннения крыла: А-11М La=7.9 A-21M La=7.31
Отюда, рассчитывая коэффициент индуктивного сопротивления Схаi = (Cya^2)/(Es*3.1416*La), получаем:
Для А11М2 Схаi = 0,006 Для А-21М Схаi = 0.011
Следовательно, коэффициент сопротивления, за вычетом индуктивного, на режиме максимальной скорости составит
Для А11М2 Сxa = 0.040 Для А21М Сха = 0,056
Разница в 1,40 раза.
Я думаю, почтенный Lapsin, Вы удоволетворены ? Или еще подробнее расписать?
Пардон... не объяснил Мэтру и публике главного: А-21М есть по сути модификация А-11М2 - с установкой другого крыла. У А-21 более зализанный фюзеляж, круглый фонарь. Опрение больше на 20%. Вряд ли это является причиной 40% увеличения сопротивления
idleberry
Я люблю строить! ... и самолёты тоже.
- Откуда
- стольный град
Anatoliy,
насчёт обдувки крыла:
http://www.stroimsamolet.ru/115.php
конструкция конечно отличается немного, но идея близка
насчёт обдувки крыла:
http://www.stroimsamolet.ru/115.php
конструкция конечно отличается немного, но идея близка
Да,пожалуй,удовлетворен.Принимая во внимание весьма далекие (против ожидания) от Схо режимы макс.скорости при малой тяговооруженности.Хотя допущение об одинаковости характеристик моторов и равенстве к.п.д.винтов является декларативным,не стану спорить,что учет этих различий смог бы качественно изменить картину.
тут некоторая ошибочка вкралась А-21 имеет максимальную крейсерскую 160км/ч с рмз640 и 180-190 с 503им ротаксом
А,TheRaven - не так?
