Примерно так. Не судите строго, это набросок, формы щелей надо корректировать. Согласен, что крыло будет тяжелее и сложнее, но не сложнее и не тяжелее Ту-154 и Су-27, с рельсами и воздуховодами от мотора 🙂.
Разрезные крылья
aleks
Я люблю строить самолеты!
- Откуда
- г. Горно-Алтайск
Denis
Я люблю самолеты!
- Откуда
- Украина, Донецк
Прокомментирую график. Градиент падения Cy по alpha можно не комментировать. Нетрудно видеть, что с предкрылком он кошмарен.
Отмечу другое. Максимальное качество изолированного крыла с чистым профилем достигает 20 при Cy=0.45, а с предкрылком по всему размаху оно чуть более 10 при Су= 0.7. Профильное сопротивление возросло почти в 4 (ЧЕТЫРЕ) раза. :~~)
Сумах от установки предкрылка возрос с 1.4 до 2.1, т.е. на 0.7(почти максимальное приращение по совокупности экспериментальных данных из разных источников), а относительное изменение получается в 2.1/1.4=1.5 раза.
Из этого следует, что параметр Cymax/Cxpmin от установки фиксированного предкрылка упал в 4/1.5=2.7 раза. Такое понижение Cymax/Cxpmin за счет фиксированной аэродинамической конфигурациии является НЕДОПУСТИМЫМ :STUPID
Поясню подробнее:
Скорость сваливания и наивыгоднейшая (она же минимальная скорость планирования на 1-х режимах) от предкрылка уменьшились в 1.22-1.25раза. При этом скорость снижения без газа возросла в 1.6 раза. Для среднестатического легкого самолета это означает что она дошла до 4.5-5м/с (на практике, у самолета СН-701 может быть и больше :~~) ). В сочетании с малым запасом кинетической энергии для выравнивания это делает благополучную посадку с неработающим двигателем крайне маловероятной, а при внезапном отказе двигателя перед выравниванием это гарантированный :STUPID :STUPID :STUPID
Возить такой склад сопротивления на всех этапах полета есть полный нонсенс. Даже если на крейсерский расход топлива нам наплевать, то на профиль взлета и взлетную дистанцию - нет. . Даже на маленьком самолете весом 500кг на режиме начального набора высоты это дополнительное сопротивление может скушать более 20л.с. на валу мотора. Эти лошадки нам лишние?
Еще серьезнее ситуация при уходе на второй круг, когда от бездарно истраченных лошадок может зависить жизнь. Именно по этой причине я ранее сказал, что после снятия фиксированных предкрылков с самолета СН-701 у него ПОЯВИЛАСЬ безопасность полетов.
На приведенном рисунке также видно, что теоретически выгодно было бы выпускать этот предкрылок по достижении критического угла атаки, например, сделав его автоматическим. Но и здесь бабушка надвое сказала.
Прирост Сумах при использовании предкрылка в данном случае сочетается с увеличением критического угла атаки с 20 до 32 градусов. Даже если мы не будем обращать внимание на обзор из кабины и потребную геометрию шасси, на таком угле атаки вся спина фюзеляжа будет в срыве, что приведет к значительному приросту сопротивления ненесущих частей,а также, возможено, и к потере эффективности вертикального оперения.
По этой причине, рассматриваемый предкрылок по всему размаху совершенно непригоден как единственное средство механизации, даже если он автоматический.
Теперь вспомним, что на обсуждаемом рисунке приведены результаты испытания модели изолированного крыла, а также Re не обязательно такое как у натурного самолета.
В действительности предкрылок, как правило (есть и исключение - Вильга) прерывается на фюзеляже. Вследствие этого приращение Сумах, критического угла атки и профильного сопротивления получаются меньше, чем на этих кривых. На кривой Cу(alpha) срезается макушка и появляется относительно благоприятный участок плавного развития срыва, который можно рассматривать как предупреждающий, если при этом пилот будет чувствовать тряску (не факт).
Далее, к сопротивлению крыла прибавляется сопротивление остальных частей тела самолета. У среднестатического легкого самолета с неубирающимся шасси профильное сопротивление чистого крыла составляет 1/3 всей сводки сопротиивлений. Это значит, что если чистое изолированное крыло имело макисмальное качество 20, то у целого самолета оно упадет до 11.5. Отмечу, что это практически точное согласие с практикой. Если, например, у самолета геометрическое удлинение 6, то с учетом влияния фюзеляжа и балансировочных потерь, эффективное удлинение будет мало отличаться от такового дя крыла с геометрическим удлинением 5.
Установка фиксированного предкрылка согласно обсуждаемому рисунку даст рост сводки сопротивления всего самолета в 1.9 раза (с учетом перерыва предкрылка на фюзеляже) и падение максимального качества с 11.5 до 8.4. Отмечу, что этот результат очень точно совпадает с характеристиками, соотвественно Як-12А ( без фиксированного предкрылка) и Як-12 Р, М (с таковым).
Реально достижимое приращение Сумах при геометрическом удлинении крыла 5-6 и перерыве предкрылка на фюзеляже не превышает 0.5. Зависимолсть его от профиля крыла и Re слабая. Однако, при значительном увеличении удлинения и переходе к трапецевидному крылу получаются интерсные результаты. Наиболее яркий пример - крыло самолетов Ан-14, 28, 38, на котором применено постоянный по размаху профиль Р-II-14, а автоматический предкрылок стоит только на сужающихся консолях, составляющих около 70% размаха, геометрическое удлинение этого крыла 12.25. Сумах при убранных закрылках у этих самолетов достигает 2.0 :craZy
У самолета Як-12М (профиль Calrk-YH 12%) с фиксированным предкрылком по всему размаху при убранных закрылках Сумах=1.7, а у Як-12А с автоматическим предкрылком только на сужающихся консолях Cумах лишь ненамного меньше. ОКБ Яковлева потратило более 10 лет на то, чтобы этого добиться.
А. С. Яковлев совершил большой человеческий поступок. Отпустив О. К. Антонова в свободный полет и обеспечив ему не только создание собственного ОКБ, но и саму возможность создания самолета АН-2, он добровольно лишился 99,9% творческого потенциала своей фирмы. Но если бы он этого не сделал, мир не увидел бы столько прекрасных крылатых дев.
Что касается Ошкиниса, то в этой теме он вообще не интересен.
Отмечу другое. Максимальное качество изолированного крыла с чистым профилем достигает 20 при Cy=0.45, а с предкрылком по всему размаху оно чуть более 10 при Су= 0.7. Профильное сопротивление возросло почти в 4 (ЧЕТЫРЕ) раза. :~~)
Сумах от установки предкрылка возрос с 1.4 до 2.1, т.е. на 0.7(почти максимальное приращение по совокупности экспериментальных данных из разных источников), а относительное изменение получается в 2.1/1.4=1.5 раза.
Из этого следует, что параметр Cymax/Cxpmin от установки фиксированного предкрылка упал в 4/1.5=2.7 раза. Такое понижение Cymax/Cxpmin за счет фиксированной аэродинамической конфигурациии является НЕДОПУСТИМЫМ :STUPID
Поясню подробнее:
Скорость сваливания и наивыгоднейшая (она же минимальная скорость планирования на 1-х режимах) от предкрылка уменьшились в 1.22-1.25раза. При этом скорость снижения без газа возросла в 1.6 раза. Для среднестатического легкого самолета это означает что она дошла до 4.5-5м/с (на практике, у самолета СН-701 может быть и больше :~~) ). В сочетании с малым запасом кинетической энергии для выравнивания это делает благополучную посадку с неработающим двигателем крайне маловероятной, а при внезапном отказе двигателя перед выравниванием это гарантированный :STUPID :STUPID :STUPID
Возить такой склад сопротивления на всех этапах полета есть полный нонсенс. Даже если на крейсерский расход топлива нам наплевать, то на профиль взлета и взлетную дистанцию - нет. . Даже на маленьком самолете весом 500кг на режиме начального набора высоты это дополнительное сопротивление может скушать более 20л.с. на валу мотора. Эти лошадки нам лишние?
Еще серьезнее ситуация при уходе на второй круг, когда от бездарно истраченных лошадок может зависить жизнь. Именно по этой причине я ранее сказал, что после снятия фиксированных предкрылков с самолета СН-701 у него ПОЯВИЛАСЬ безопасность полетов.
На приведенном рисунке также видно, что теоретически выгодно было бы выпускать этот предкрылок по достижении критического угла атаки, например, сделав его автоматическим. Но и здесь бабушка надвое сказала.
Прирост Сумах при использовании предкрылка в данном случае сочетается с увеличением критического угла атаки с 20 до 32 градусов. Даже если мы не будем обращать внимание на обзор из кабины и потребную геометрию шасси, на таком угле атаки вся спина фюзеляжа будет в срыве, что приведет к значительному приросту сопротивления ненесущих частей,а также, возможено, и к потере эффективности вертикального оперения.
По этой причине, рассматриваемый предкрылок по всему размаху совершенно непригоден как единственное средство механизации, даже если он автоматический.
Теперь вспомним, что на обсуждаемом рисунке приведены результаты испытания модели изолированного крыла, а также Re не обязательно такое как у натурного самолета.
В действительности предкрылок, как правило (есть и исключение - Вильга) прерывается на фюзеляже. Вследствие этого приращение Сумах, критического угла атки и профильного сопротивления получаются меньше, чем на этих кривых. На кривой Cу(alpha) срезается макушка и появляется относительно благоприятный участок плавного развития срыва, который можно рассматривать как предупреждающий, если при этом пилот будет чувствовать тряску (не факт).
Далее, к сопротивлению крыла прибавляется сопротивление остальных частей тела самолета. У среднестатического легкого самолета с неубирающимся шасси профильное сопротивление чистого крыла составляет 1/3 всей сводки сопротиивлений. Это значит, что если чистое изолированное крыло имело макисмальное качество 20, то у целого самолета оно упадет до 11.5. Отмечу, что это практически точное согласие с практикой. Если, например, у самолета геометрическое удлинение 6, то с учетом влияния фюзеляжа и балансировочных потерь, эффективное удлинение будет мало отличаться от такового дя крыла с геометрическим удлинением 5.
Установка фиксированного предкрылка согласно обсуждаемому рисунку даст рост сводки сопротивления всего самолета в 1.9 раза (с учетом перерыва предкрылка на фюзеляже) и падение максимального качества с 11.5 до 8.4. Отмечу, что этот результат очень точно совпадает с характеристиками, соотвественно Як-12А ( без фиксированного предкрылка) и Як-12 Р, М (с таковым).
Реально достижимое приращение Сумах при геометрическом удлинении крыла 5-6 и перерыве предкрылка на фюзеляже не превышает 0.5. Зависимолсть его от профиля крыла и Re слабая. Однако, при значительном увеличении удлинения и переходе к трапецевидному крылу получаются интерсные результаты. Наиболее яркий пример - крыло самолетов Ан-14, 28, 38, на котором применено постоянный по размаху профиль Р-II-14, а автоматический предкрылок стоит только на сужающихся консолях, составляющих около 70% размаха, геометрическое удлинение этого крыла 12.25. Сумах при убранных закрылках у этих самолетов достигает 2.0 :craZy
У самолета Як-12М (профиль Calrk-YH 12%) с фиксированным предкрылком по всему размаху при убранных закрылках Сумах=1.7, а у Як-12А с автоматическим предкрылком только на сужающихся консолях Cумах лишь ненамного меньше. ОКБ Яковлева потратило более 10 лет на то, чтобы этого добиться.
А. С. Яковлев совершил большой человеческий поступок. Отпустив О. К. Антонова в свободный полет и обеспечив ему не только создание собственного ОКБ, но и саму возможность создания самолета АН-2, он добровольно лишился 99,9% творческого потенциала своей фирмы. Но если бы он этого не сделал, мир не увидел бы столько прекрасных крылатых дев.
Что касается Ошкиниса, то в этой теме он вообще не интересен.
- Откуда
- Саратовская обл.
Denis ! Выходит, просто надо принять минимальную посадочную с простым крылом , ниже которой механизация не нужна??! :-?
Может это 70 км\ч ?? :-? 🙂
это при каком Су?
Denis
Я люблю самолеты!
- Откуда
- Украина, Донецк
На графике четко видно 0.4-0.8. Выше 0.8 разница меньше, но даже при 1.3 с предкрылком Схр вдвое больше чем без.
Видно что предкылок сильно мешает не только в керйсерском полете но и на всех режимах, в том числе отрыва и набора высоты. Во второй половине разбега это добавочное сопротивление сильно уменьшит запас мощности на разгон, вне зависимости от угла атаки на разбеге.
Denis
Я люблю самолеты!
- Откуда
- Украина, Донецк
Простой закрылок здесь будет полезен, все боле сложное вряд ли.
Денис, при 1.3 (около 16 градусов), сопротивление с предкрылком =0.14, без предкрылка =0.12
при 0.8 соответственно 0.07 и чуть меньше 0.05
при 0.4 соответственно имеем 0.04 и 0.015
По твоему 0.14 в два раза больше чем 0.12, а 0.04 в четыре раза больше чем 0.015?
При Су=0 возможно и будет четыре раза больше, но это даже близко не лежит к крейсерскому режиму и уж тем более к набору высоты или заходу на посадку.
И характер срыва не так уж и кошмарен, особенно по сравнению с таким классическим профилем как NACA-23015. Никто же не запрещает использование NACA-вских профилей, хотя есть некоторые, в США, призывающие отозвать сертификаты типа у некоторых самолетов.
И потом Тут же приведены характеристики для положения предкрылка, обеспечивающего наибольший прирост Су, а не характер срыва. А вот выбор положения предкрылка, это дейсвительно проблема очень серьезная, требующая натурных испытаний.
Денис, мир не черно-белый!
И, как заметил aleks - не все любят пирожные.
Denis
Я люблю самолеты!
- Откуда
- Украина, Донецк
Как мы определяем профильное сопротивление? На обсуждаемом графике для упрощения дела нанесена парабола индуктивного сопротивления. Отсчитайте от нее и будет вам счастье.
Простая проверка. Если максимальное качество уменьшилось вдвое. БЕЗЫНДУКТИВНАЯ составляющая сопротивления просто обязана возрасти в 4 раза. Получите этот результат и многое поймете.
Сравните поляры профиля NACA 23012 c той, что мы видим на нашем рисунке и подумайте почему у самолетов Тейлоркрафт, на которых применен этот "опасный" профиль никто отзывать сертификат типа не собирается.
Denis
Я люблю самолеты!
- Откуда
- Украина, Донецк
Не существует такого положения фиксированного предкрылка на всем размахе, при котором он был бы полезен. В компромиссном положении с точки зрения прироста Cymax и Cxp относительный диапазон скоростей также сокращается по сравнению с чистым крылом, как для изолированного крыла, так и целого самолета. Смотрим пример Як-12.
На приведённон графике видно, что с предкрылком на посткритических углах Су БОЛЬШЕ 1 и на 40гр, а продлите график Су чистого крыла до 40 😉. Согласен с Вами, что применение фиксированного предкрылка расточительно и глупо. Но на Ан-2 он прекрасно работает имено так, как надо, на близких к критическим "слышно", как он открывается - "предупреждает" и даёт запас по альфа. Без предкрылка Ан не смог бы так парашютировать. Одна беда порой не синхронно. А рост профильного сопротивления всегда можно компенсировать кобылами. Механизация не для достижения качества и надёжности, её задача сократиь дистанции взлёта и посадки, а для предкрылка расширить диапазон лётных углов. Приведённая мной схема возможно отодвинет критический угол до 25 гр., даст прирост Сумах до 1,85 при Сх около 0,036 (согласно таблице Ответ #42 на 2 странице), а в убранном виде - голое крыло с присущим ему качеством. Если щели будут открываться автоматически на углах близких критическим, мне кажется это будет оптимально даже по вашим убеждениям.
Denis
Я люблю самолеты!
- Откуда
- Украина, Донецк
Для того, чтобы иметь Cумах=1.85 и критический угол атаки 25 градусов (реально больше), совсем не нужно городить такой огород. Когда на ставшее хрестоматийным крыло Пайпера (на самом деле Тейлора) c древним профилем USA-35B устанавливают цепочку генераторов вихрей (в правильном месте), то так и получается. При этом профильное сопротивление на малых углах атаки практически не изменяется, а затем значительно снижается по сравнению с исходным профилем. Прирост Сумах достигает 0.3-0.4, т.е. такой же как и с фиксированным предкрылком, а крейсерская скорость не изменяется.
При всем этом тупое стремление к увеличению критического угла атаки лишено смысла. К возможности управляемого парашютирования оно тоже не имеет отношения.
Позволю себе добавить скудное дополнение к высокообразованной дискуссии. Упоминание о конструктивном усложнении, а как следствие - перетяжелении конструкции было пропущено, как малозначимый момент. Типа, добавится килограмм 6-7, ну и хэ! Однако, для малоразмерных конструкций, каковые в большинстве своем имеются ввиду здесь, одно только применение более толстой обшивки, например 3-4мм, вместо 1-2мм(фанера) даст прирост порядка 25-30кг. Для самолета с взлетной массой около 600кг это 5% прирост, а для 250-300кг уже 10%. Если кто-то считает, что это мало, пусть вспомнит поход в магазин, где пренебрежение незначительными поэлементными прибавками регулярно приводит к шоковому состоянию на кассе. Возможно поэтому в аппаратах Ошкиниса ничего, кроме крыльев нет!
Добавление огромного количества отверстий на крыле, предложенном Uptosum, и как следствие, необходимость усилений, внутренняя профилировка щелей, усиление самого крыла(обшивка-то уже не работает), про механизм управления створками уже и не говорю, в общем, теоретически интересно(неинтересно - 2Denis), но... достаточно.
О стоимости таких изысков лучше и не говорить, но не удивлюсь, если и тут найдутся желающие "уточнять за Aleksa". 😉
Добавление огромного количества отверстий на крыле, предложенном Uptosum, и как следствие, необходимость усилений, внутренняя профилировка щелей, усиление самого крыла(обшивка-то уже не работает), про механизм управления створками уже и не говорю, в общем, теоретически интересно(неинтересно - 2Denis), но... достаточно.
О стоимости таких изысков лучше и не говорить, но не удивлюсь, если и тут найдутся желающие "уточнять за Aleksa". 😉
Lev
Я люблю этот Форум!
- Откуда
- Г. Удомля, Тверской обл.
🙂 Вы зря приняли мою ремарку на свой счет... Я просто попытался подправить нить обсуждения в ветке в русло первоначального посыла - ну есть такие крылья, а что ФАКТИЧЕСКИ известно о них, как они себя ведут - что говорят практики, которым приходилось их эксплуатировать?
aleks
Я люблю строить самолеты!
- Откуда
- г. Горно-Алтайск
Denis писал.
Что касается Ошкиниса, то в этой теме он вообще не интересен.
Denis, ситуация мне напоминает – Вы пришли в гости, и когда хозяин накрыл стол Вы сказали, что теперь мы и без хозяина обойдемся. Это я в отношении не себя, а Ошкиниса.
«Опытный образец планера БРО-21 был одобрен макетной комиссией ЦК ДОСААФ Литовской ССР 29 июня 1980 г., но в серию планер не пошел. В 1981 г. Б. Ошкинис выпустил планер БРО-22 /опять же с разрезным крылом – примечание мое/ и со своими учениками Ч. Кишонасом и К. Ринкавичюсом – свой последний планер БРО-23КР, модифицированный позже в моторизированный сверхлегкий летательный аппарат БРОК-1М.»
А.П. Красильщиков
Планеры СССР Машиностроение 1991
Я полагаю, что планер не был запущен в серию отнюдь не по
конструктивным недостаткам. Было бы интересно почитать результаты летных испытаний и выводы макетной
комиссии, тогда не пришлось бы ломать копья. Должны ведь сохраниться материалы.
Что касается «голых» предкрылков. На форуме собрались, конечно, не Чаплыгины или Красильщиковы, но люди достаточно грамотные и понимающие, что использовать
одни предкрылки, для улучшения взлетно-посадочных характеристик смысла нет. Они должны применяться только в комбинации с закрылками. Uptosum просто хотел
сравнить чистое крыло и крыло оснащенное предкрылками, поэтому я и привел график.
Lev правильно написал.
Я просто попытался подправить нить обсуждения в ветке в русло первоначального посыла - ну есть такие крылья, а что ФАКТИЧЕСКИ известно о них, как они себя ведут - что говорят практики, которым приходилось их эксплуатировать?
Что касается Ошкиниса, то в этой теме он вообще не интересен.
Denis, ситуация мне напоминает – Вы пришли в гости, и когда хозяин накрыл стол Вы сказали, что теперь мы и без хозяина обойдемся. Это я в отношении не себя, а Ошкиниса.
«Опытный образец планера БРО-21 был одобрен макетной комиссией ЦК ДОСААФ Литовской ССР 29 июня 1980 г., но в серию планер не пошел. В 1981 г. Б. Ошкинис выпустил планер БРО-22 /опять же с разрезным крылом – примечание мое/ и со своими учениками Ч. Кишонасом и К. Ринкавичюсом – свой последний планер БРО-23КР, модифицированный позже в моторизированный сверхлегкий летательный аппарат БРОК-1М.»
А.П. Красильщиков
Планеры СССР Машиностроение 1991
Я полагаю, что планер не был запущен в серию отнюдь не по
конструктивным недостаткам. Было бы интересно почитать результаты летных испытаний и выводы макетной
комиссии, тогда не пришлось бы ломать копья. Должны ведь сохраниться материалы.
Что касается «голых» предкрылков. На форуме собрались, конечно, не Чаплыгины или Красильщиковы, но люди достаточно грамотные и понимающие, что использовать
одни предкрылки, для улучшения взлетно-посадочных характеристик смысла нет. Они должны применяться только в комбинации с закрылками. Uptosum просто хотел
сравнить чистое крыло и крыло оснащенное предкрылками, поэтому я и привел график.
Lev правильно написал.
Я просто попытался подправить нить обсуждения в ветке в русло первоначального посыла - ну есть такие крылья, а что ФАКТИЧЕСКИ известно о них, как они себя ведут - что говорят практики, которым приходилось их эксплуатировать?
Вложения
aleks
Я люблю строить самолеты!
- Откуда
- г. Горно-Алтайск
Denis, а почему вы не пишете, что турбулизаторы /дирутторы/ были известны довольно давно. Они описаны в книге
«Механизированные крылья» 1940 г.
Но что-то никто на лайнерах их не применяет – раз по Вашему они так выгодны.
Только не надо вспоминать о генераторах вихрей на сверхзвуковых самолетах.
«Механизированные крылья» 1940 г.
Но что-то никто на лайнерах их не применяет – раз по Вашему они так выгодны.
Только не надо вспоминать о генераторах вихрей на сверхзвуковых самолетах.
Вложения
aleks
Я люблю строить самолеты!
- Откуда
- г. Горно-Алтайск
aleks
Я люблю строить самолеты!
- Откуда
- г. Горно-Алтайск
aleks
Я люблю строить самолеты!
- Откуда
- г. Горно-Алтайск
