Вы когда нибудь сами строили теоретический контур аэродинамического профиля? 🤔
Профиль Р-IIIA
- Откуда
- Комсомольск-на-Амуре
Не считал. Наверное около 30 штук в Компасе изобразил.
В четвёртом сообщении этой темы выкладывал своё "творчество" как раз по обсуждаемой теме.
Только непонятно к чему Ваш беспредметный вопрос.
- Откуда
- Комсомольск-на-Амуре
Вот, например, как должна проходить средняя линия профиля, если нос образован окружностью. Картинка с airfoiltools
KAA
Ненавижу Солидворкс!
- Откуда
- Россия, Казань
Вот именно этим я и заморочился, стал выяснять радиус этого кружочка, а попутно и прочее!
Ну если вы такой опытный пользователь Компаса. То у вас не займёт много времени построить профиль NACA 2415. Потом мы вернёмся к обсуждению "беспредметных вопросов."
- Откуда
- Комсомольск-на-Амуре
Нигде не писал, что я опытный пользователь Компаса. У меня построение профиля занимает много времени.
Хорошо, пусть это будет не Компас а что то другое. Выбор огромен, от милимитровки до MS .Exel.
Алексей, не заморачивайся с радиусом если он не дан.
Касательная к радиусу в точке 0,0 не гарантирует то что кривая построенная по лекалу, по рейке через точки (гвоздики), сплайн в CAD-е (с оговорками), будет иметь такой же радиус.
У тех же NACA профилей, точка касания к радиусу носка жёстко не задаётся (могу ошибаться).
Можно ещё раз пересмотреть Кравца, а можно последовать походу описанному у Риблета.
Если тебе нужны промежуточные точки, то надо искать какими уравнениями (функциями) определяется изменение толщины и кривизны вдоль хорды. Для Р-ll и NACA четырех и пятизначных серий это доступно. Для других мне не попадались.
Касательная к радиусу в точке 0,0 не гарантирует то что кривая построенная по лекалу, по рейке через точки (гвоздики), сплайн в CAD-е (с оговорками), будет иметь такой же радиус.
У тех же NACA профилей, точка касания к радиусу носка жёстко не задаётся (могу ошибаться).
Можно ещё раз пересмотреть Кравца, а можно последовать походу описанному у Риблета.
Если тебе нужны промежуточные точки, то надо искать какими уравнениями (функциями) определяется изменение толщины и кривизны вдоль хорды. Для Р-ll и NACA четырех и пятизначных серий это доступно. Для других мне не попадались.
Профили серии NACA иногда не задают координаты носика. По ним координаты лучше всего рассчитывать математически по заданным формулам и алгоритмам. Многим профилям присваивается первая координата 0;0, а затем относительно далеко позади вторая координата (получается какой то треугольник), а расстояние между ними следует отображать плавной кривой. В профилях встречается множество различных особых случаев.
Рябиков
Изобретаем решительно все!
KAA
Ненавижу Солидворкс!
- Откуда
- Россия, Казань
Ёпрст, я баб с такой гиперболой и мужиков с таким гротеском,отродясь не видал! (с) 🙂
И вот как этот казус выглядит у профилей NACA. (из книги Г. Риблетта)
И в общем, меня бы это не волновало, если б я знал, что профиль продувочной модели строился именно так, а не иначе.
Последнее редактирование:
Да, если опираться на данные координаты в таблицах и радиус носа для этих профилей, то именно так и получается. В Интернете есть очень старая программа Basic NACA.BAS, а также Xfoil, которые решают эту проблему.
Я не знаю, соответствует ли полученный теоретический профиль реальному на 100%...
Зачем какие либо сторонние программы? Алгоритм построения теоретических обводов профилей NACA подробно описан, весь математических аппарат также весь открыт. Зачем что то выдумывать и искать проблеммы там где их нет?! Читайте инструкции и пользуйтесь...
Лучшее иногда - враг хорошего.
Из собственного опыта.
Был у нас как-то самолет Дубна-2.
Летали одновременно с Наськой на одном поле в одних погодных условиях.
Погода была достаточно ветреная.
Наську (нагрузка на крыло около 18 кг/м2) в полете переставляло, но все было предсказуемо, главное, не мешать ей лететь.
Болтанка как бы не присутствовала.
Другое дело Дубна-2 (нагрузка на крыло около 65 кг/м2) .
Болтало так не по детски, что летать не хотелось.
Вроде должно быть наоборот.
Все дело в наклоне кривой Су по альфа.
Если профиль малонесущий, пологий наклон кривой, то при изменение угла атаки (альфа), что обычно и происходит в болтанку, подъемная сила меняется не сильно. Т.е. болтает, но не сильно.
И обратное,если профиль высоконесущий (как у вашего модифицированного профиля), крутой наклон кривой, то при том же изменение угла атаки (альфа), подъемная сила меняется достаточно сильно. Потому и болтает сильнее.
Мое мнение, высоконесущие профили при достаточно малых нагрузках на крыло не особо полезная вещь.
И второе, по теме.
Опять же мое мнение, профиль Р-3-15,5% предпочтительнее чем Р-3А-15%.
По двум причинам.
Первая. Срыв на критических углах атаки у Р-3 более плавный, затянутый. Это полезно.
Вторая. Р-3А очень чувствителен к загрязнению передней кромки.
Не голословен.
Самолет Ас-2 с этим профилем в легкий снег с трудом отрывался (а то и не отрывался) от земли.
Самолет Егорыч, по-моему, тоже этого не любил.
- Откуда
- Комсомольск-на-Амуре
Дубна-2 при наксимальной взлётной массе, имеет 50,5 кг/м2.
Дело скорее в том, что Дубна-2 летает в два раза быстрее Наськи, потому и проходит турбулентность жёсче.
Имхо естественно.
KAA
Ненавижу Солидворкс!
- Откуда
- Россия, Казань
А не в удлинении ли крыла было дело? 😉
Anatoliy.
Верной дорогой идете товарищи!!!
- Откуда
- Севастополь
Согласен. и это тоже.
Хотя разница небольшая:
- Наська - удлинение 7
- Дубна-2 - удлинение 9
Но еще , кто-то мне говорил, что Ан-2 болтает сильнее, чем самолет ХАИ Лилиенталь. 😉
Вместо того, чтобы рассуждать как профиль влияет на восприятие болтанки (а практически никак, имхо), надо бы хотя бы на пальцах посчитать от чего зависит перегрузка при пересечении какого-нибудь восходящего/нисходящего потока.
Возьмём для примера два самолёта летящих на скорости 110 км/ч и влетающих в поток с Vy=3 м/с (принимаем, что влетаем менее чем за секунду, то есть резко) Приращение угла атаки у обоих самолётов будет примерно 5-6 градусов.
Теперь обратимся к графикам в сообщении 78. И оказывается, если с-т летел с Су=0,1, что соответствует углу атаки примерно 1-1,5 градуса, то при угле атаки 6,5 Су=0.5. Отсюда перегрузка будет примерно +5
Другой с-т пусть летит на той же скорости при Су=0,3 (удельная нагрузка у него больше чем у первого в три раза) Те же 5 гр приращения угла атаки дадут Су=0,7 Отсюда перегрузка будет примерно +2,3 . Удлиннение 12 вместо 5 добавит только 0,3-0,4 ед перегрузки.
Главным фактором является то, при каком Су вы летите (удельная нагрузка на крыло). Относительная скорость (ваша и восх потока) не так сильно влияет. С одной стороны при бОльшей скорости полёта приращение угла атаки меньше, но и в поперечный поток вы влетаете интенсивней (градиент нарастания больше).
Вот как-то так. Считать надо, а не рассуждать.
Возьмём для примера два самолёта летящих на скорости 110 км/ч и влетающих в поток с Vy=3 м/с (принимаем, что влетаем менее чем за секунду, то есть резко) Приращение угла атаки у обоих самолётов будет примерно 5-6 градусов.
Теперь обратимся к графикам в сообщении 78. И оказывается, если с-т летел с Су=0,1, что соответствует углу атаки примерно 1-1,5 градуса, то при угле атаки 6,5 Су=0.5. Отсюда перегрузка будет примерно +5
Другой с-т пусть летит на той же скорости при Су=0,3 (удельная нагрузка у него больше чем у первого в три раза) Те же 5 гр приращения угла атаки дадут Су=0,7 Отсюда перегрузка будет примерно +2,3 . Удлиннение 12 вместо 5 добавит только 0,3-0,4 ед перегрузки.
Главным фактором является то, при каком Су вы летите (удельная нагрузка на крыло). Относительная скорость (ваша и восх потока) не так сильно влияет. С одной стороны при бОльшей скорости полёта приращение угла атаки меньше, но и в поперечный поток вы влетаете интенсивней (градиент нарастания больше).
Вот как-то так. Считать надо, а не рассуждать.
